Газовые турбины и применение их в авиации - Применко А.Е.

Автор: Применко А.Е.

Теги: авиация авиастроение газовые турбины

Год: 1950

Похожие

Газовые турбины и газотурбинные установки. Том 1. Газовые турбины и компрессоры

Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет

Паровые и газовые турбины для электростанций

Газовые турбины и газотурбинные установки

Текст

А.Е.ПРИМЕНКО

И ПРИМЕНЕНИЕ
ИХ В АВИАЦИИ

ОБОРОНГИЗ • 1950

ГАЗОВЫЕ
ТУРБИНЫ

А. Е. ПРИМЕНКО

ГАЗОВЫЕ
ТУРБИНЫ

И ПРИМЕНЕНИЕ ИХ
В АВИАЦИИ

Под редакцией профессора
доктора технических наук
Г. С. ЖИРИЦКОГО

Замеченные опечатки

Стр. Строка Напечатано Должно быть
70 18 снизу 375е С 575* С
125 24 100—1000 мм 800—1000 мм

А. Е. Применко, Газовые турбины
и применение их в авиации

ГОСУДАРСТВЕННОЕ
ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
Москва 1950
В книге рассмотрены принципиальные и кон-
структивные схемы газотурбинных установок
и их агрегатов. Кратко изложена история за-
рождения и развития газовых турбин, а также
даны описания характерных конструкций по-
строенных стационарных турбин. Подробно
рассмотрены авиационные газотурбинные уста-
новки и их агрегаты. Проведено сравнение
газотурбинного двигателя с другими тепловыми
двигателями.

Книга рассчитана на массового читателя, не
имеющего специальной подготовки.
ПРЕДИСЛОВИЕ

Развитие газовых турбин за последние годы и применение
их во многих областях техники, в частности в авиации, вызы-
вают необходимость в ознакомлении с газовыми турбинами
широкого круга читателей. Недостаток научно-популярной лите-
ратуры по стационарным газовым турбинам и в особенности по
авиационным подтверждает целесообразность заполнения этого
пробела.

Книга имеет десять глав. Первые шесть глав отведены га-
зовым турбинам стационарного типа. В них разобраны принци-
пиальные схемы существующих газовых турбин и их основных
элементов, дана краткая история зарождения и дальнейшего раз-
вития газовых турбин; в хронологическом порядке приведены
характерные проекты и конструктивные схемы ранее построен-
ных и современных газовых турбин; рассмотрены основные
трудности, тормозившие их развитие; проведено сравнение раз-
личных типов газовых турбин и сравнение газовой турбины с
другими тепловыми двигателями.

В последних четырех главах рассматриваются авиационные
газовые турбины, работающие на выхлопных газах поршневого
авиамотора, и автономные авиационные газотурбинные двига-
тели. В этих же главах приведены требования, предъявляемые
к авиационным силовым установкам; рассмотрены принци-
пиальные и конструктивные схемы газотурбинных двигателей и
основных элементов газовой турбины, охлаждение, напряжения
в деталях, материалы для изготовления деталей, способы креп-
ления их и т. п.; проведено сравнение газотурбинных двигате-
лей между собой и с поршневым авиационным мотором и ука-
заны ближайшие перспективы дальнейшего развития газовых
турбин.

Стремясь изложить по возможности проще и понятнее физи-
ческую сторону явлений, совершающихся в турбине, автор в
ряде случаев, схематизируя явления, опускал некоторые подроб-
ности, не способствующие уяснению существа вопроса.

Автор
ЧАСТЬ I

ПОНЯТИЕ О ГАЗОВОЙ ТУРБИНЕ
И ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКЕ

Глава первая

ПОНЯТИЕ О ГАЗОВОЙ ТУРБИНЕ

§ 1. Принцип работы турбины

Турбиной1 называется тепловой двигатель, подвижные части

которого имеют лишь вращательное движение, совершающееся
под действием кинетической энергии рабочего тела, причем эта

кинетическая энергия является ре-
зультатом преобразования потен-
циальной энергии рабочего тела в
одном из элементов турбины.

Следовательно, любая турбина,
независимо от типа, должна иметь
аппарат для преобразования по-
тенциальной энергии рабочего тела
в кинетическую и непрерывно вра-
щающуюся часть для превращения
кинетической энергии рабочего тела
в механическую энергию вращения
вала.

В газовой турбине таким аппа-
ратом является неподвижный наса-

док или ряд насадков '1 (фиг. 1), Фиг. 1. Колесо турбины
называемых соплами, а вращаю- с соплами.

щейся частью — диск 2 с располо-

женными по его окружности рабочими лопатками 3. Диск с
лопатками образует рабочее колесо турбины.

Принцип работы газовой турбины заключается в следующем.

К неподвижному соплу (соплам) подводится газ, находящийся

под давлением и имеющий высокую температуру. В сопле проис-
ходит преобразование его потенциальной энергии в кинетиче-
скую (скоростную): газ расширяется, причем давление его

1 Термин турбина происходит от латинского слова 1игЬо—волчок.
уменьшается, а скорость увеличивается. Из сопла струя газа,

имеющая большую скорость, направляется на рабочие лопатки.
Рабочие лопатки образуют между своими поверхностями криво-

линейные каналы, схематично показанные на фиг. 2. Проходя

Фиг. 2. Схематизиро-
ванный криволинейный
канал рабочей лопатки
турбины.

по криволинейному каналу, газ меняет
свое направление. Развивающаяся при
этом центробежная сила частиц газа ока-
зывает давление на лопатки и произво-
дит механическую работу вращения ра-
бочего колеса, а вместе с ним и вала
турбины, на который насажено это ко-
лесо. Движение потока газов и направ-
ление вращения показано стрелками.
Если при проходе газа через криволиней-
ные каналы между лопатками давление
его остается постоянным, то кинетическая
энергия газа уменьшается вследствие

затраты части энергии на вращение ко-
леса турбины, а также вследствие потерь. Поэтому скорость
газа на выходе из канала меньше, чем на входе в канал.

Скорость газа при выходе из сопла и окружная скорость ра-
бочего колеса должны находиться в определенном отношении,
определяющем эффективность турбины.

Газы к турбине могут подводиться от постороннего источника
(например, выхлопные газы поршневого двигателя внутреннего
сгорания или отработавшие газы химической и металлодобываю-
щей промышленности) или из специальной камеры сгорания.

В последнем случае в газотурбинный двигатель входят, кроме
собственно турбины, камера сгорания, компрессор и вспомога-
тельные агрегаты. Такие газовые турбины иногда называют тур-
бинами внутреннего сгорания.

§ 2. Основные элементы газовых турбин

а) Простые сопла

Соплом называется канал, через который происходит истече-
ние газа, сопровождающееся его расширением.

Для уяснения роли сопел в
^турбине разберем сначала дви-
жение жидкости по трубе.

Если жидкость непрерывно
течет по трубе переменного сече-
ния (фиг. 3), то по закону Бер-
нулли при переходе к меньшему
сечению давление будет падать,
а скорость возрастать и, наобо-
рот, при переходе к больше-
му сечению давление будет по-

Фиг. 3. Схема движения жид-
кости по трубе переменного
сечения.
вышаться, а скорость уменьшаться. Следовательно, в сече-
нии II—II скорость будет больше, а давление меньше, чем в
сечении I—I (объем при этом не изменяется, так как жидкость
практически несжимаема)'.

Это явление, на первый взгляд кажущееся противоречивым,
вполне подтверждается опытами и логическим рассуждением.
Действительно, если течение непрерывное (условие неразрыв-
ности струи) и усзановившееся, то объем жидкости, протекаю-
щей в одну секунду через большое сечение трубы (сечение /—I),
должен равняться объему жидкости, протекающей через мень-
шее сечение (сечение II—II). В противном случае при устано-
вившемся течении возникнет или разрыв струи жидкости или
застой, т. е. нарушится условие непрерывности движения. По-
этому вполне понятно, что один и тот же объем жидкости за
одно и то же время может пройти через узкую часть трубы
только в том случае, если скорость струи в ней будет больше,
чем в широкой части трубы. Повышение скорости вызывает при-
рост кинетической энергии, а это, по закону сохранения энергии,
возможно лишь за счет падения потенциальной энергии жидко-
сти, т. е. ее давления.

Течение газов (сжимаемая жидкость) отличается от течения
несжимаемых жидкостей тем, что при этом изменяется не толь-
ко давление, но также и удельный объем (объем единицы веса)
газа. Поэтому при сужении струи увеличение скорости газа,
вследствие зависимости его удельного объема от давления, бу-
дет происходить лишь до скоростей течения, не превосходящих
скорости звука (примерно 300—500 м/сек) в данной среде.

Представим себе два сосуда 1 и 2 с газом, соединенных меж-
ду собой трубкой А (фиг. 4). Допустим, что в первом сосуде
давление газа р2 постоянно, а во втором сосуде давление р2
меняется. При одинаковых давлениях (р1=р2) скорость движе-
ния газа в соединительной трубке будет равна нулю. Если р2
уменьшится, то газ будет перетекать из первого сосуда во второй.

Казалось бы, что по мере уменьшения давления р2 скорость
течения газа должна увеличиваться. В действительности так оно
и получается, но только до некоторого значения р2. Дальней-
шее уменьшение р2 не оказывает влияния на скорость течения.
Предельная величина давления р2, при которой скорость тече-
ния в цилиндрической трубке при данном начальном давлении р2
уже больше не увеличивается, называется критиче-
ским (рк).

Критическое давление всегда находится в одинаковом отно-
шении к начальному давлению, независимо от абсолютной ве-
личины! начального давления. Для двухатомного газа-^- =0,53.

Р1

Это значит, что при начальном давлении р!=10 ат скорость те-
чения газа не будет увеличиваться начиная с р2=5,3 ат, а при
рх=5 ат скорость течения не будет увеличиваться начиная с
р2 —2,65 ат.

Скорость газа, соответствующая давлению рк, называется
критической и равна скорости, с которой звук распростра-
няется в газе. Минимальное сечение, в котором устанавливается
критическая скорость, называют критическим сечением.

П[ри истечении газа из камеры сгорания (фиг. 5), где рг—
давление в камере и р2— атмосферное давление (противодавле-
ние), наблюдается такое же явление. Если р2<рк, то при ци-
линдрических или сходящихся конических насадках (фиг. 6),

Фиг. 5. Схема истечения га-
за из камеры сгорания с
простым насадком.

Фиг. 6. Формы простых насадков.

присоединенных к отверстию камеры, давление в выходном се-
чении будет всегда в одинаковом отношении к начальному давле-
нию Скорость газа в этом сечении зависит лишь от состоя-
ния газа в камере (первоначальной температуры) и не зависит
от противодавления р2.

Таким образом при истечении газа из простых отверстий
и насадков, независимо от их формы, выходная скорость газа
в наиболее узком сечении не может превзойти скорости звука.
Это имеет большое значение для турбин. Как бы ни было ве-
лико разрежение на выходе, давление в устье сопла не может
быть меньше 0,53 ри а скорость газа, независимо от разности
давлений, в простых соплах может достигать только скорости
звука. Это показывает, что при значительной разности давле-
ний только часть располагаемой энергии может быть преобра-
зована в кинетическую. Другая часть энергии будет потеряна,
и эти потери будут тем больше, чем больше отношение началь-
ного давления к конечному. Следовательно, простые сопла вы-
годны лишь тогда, когда давление выхода р2 больше крити-
ческого.

б) Расширяющиеся сопла

Расширяющиеся сопла, иногда называемые соплами Лаваля,
применяются в паровых или газовых турбинах для получения
больших (выше критических) скоростей струй пара или газа.

Особенность расширяющегося
сопла состоит в том, что оно
обеспечивает расширение га-
за до давления, меньшего рк.
Это устраняет излишние потери
энергии и, следовательно, повы-
шает эффективность турбин. Та-
кое сопло (фиг. 7) имеет сужи-
вающуюся часть, в которой газ
.расширяется до критического
давления. В! минимальном сече-

Фиг. 7. Расширяющееся сопло.

нии давление газа равно критическому давлению а скорость
газа равна местной скорости звука. Далее сопло' постепенно
расширяется, что дает возможность газу расширяться дальше
до давления, меньшего 0,53 р±. С понижением давления в рас-
ширяющейся части сопла скорость истечения газа увеличивает-
ся и превышает скорость звука. Увеличение скорости зависит
от степени расширения сопла (конусности). Сопло может быть
выполнено! таким, что газ будет иметь возможность расширяться
до противодавления любой величины.

Для нормального расширения струи газа нужно, чтобы сопло
расширялось плавно, т. е. имело бы небольшой угол при вер-
шине конуса. Опыты показали, что угол этот не должен превы-
шать 20°. При более крутом расширении сопла* струя может
оторваться от стенок, возникнут большие потери и в результате
скорость снизится. В хорошо изготовленных соплах общие по-
тери не превышают 5—1О°/о от располагаемой энергии.

Сопло работает нормально в том случае, если внешнее давле-
ние (противодавление) равно давлению в конце сопла.

Если сопло, рассчитанное на давления р± и р2, будет рабо-
тать с меньшим противодавлением, то скорость на выходе будет
равна скорости, соответствующей конечному давлению р2, т. е.
останется без изменения. Если же противодавление будет боль-
ше р2, то газ на некотором участке сопла расширится, как при
нормальном режиме, и давление внутри сопла упадет до вели-
чины меньшей, чем противодавление. Затем давление резко по-
высится и достигнет на выходе величины противодавления. Это
явление называется скачком давления и влечет за собою потерю
энергии струи.

Возникает вопрос, почему при истечении газа для постепен-
ного падения давления и непрерывного возрастания скорости
сопло должно сначала сужаться, а затем, по достижении газом
скорости звука, расширяться?

Это объясняется характером зависимости объема газа от
давления, с одной стороны, и скорости газа от перепада (раз-
ности) давлений, с другой. При падении давления до некоторой
вполне определенной величины удельный объем газа увеличи-
вается, но медленнее, чем нарастает скорость его истечения;
поэтому на этом участке расширения газа сопло должно сужи-
ваться. Далее, начиная с некоторого давления, наступает мо-
мент, когда удельный объем газа возрастает быстрее, чем на-
растает скорость, и для того, чтобы пропустить увеличивающий-
ся объем газа, площадь сечения сопла также должна увели-
чиваться. Этот момент наступает при скорости газа, равной ме-
стной скорости распространения
звука в данной среде.

| Таким образом расширяющееся
сопло применяется для получения
сверхзвуковых скоростей и состоит
из суживающейся (дозвуковой) и
расширяющейся (сверхзвуковой)
частей. В минимальном сечении
сопла скорость струи газа, равна
местной скорости звука.

в) Рабочее колесо турбины

Рабочее колесо турбины служит
для превращения кинетической
энергии газа в механическую энер-
гию вращения вала.

Колесо (фиг. 8) состоит из диска 1 со ступицей 2. На ободе
диска закреплены рабочие лопатки 3. Каждая пара лопаток об-
разует криволинейный канал, по которому проходит газ. Не-
смотря на кажущуюся простоту лопаток, их конструирование
представляет довольно сложную задачу. Профиль лопаток и
профиль образуемых ими каналов обычно различны для каж-
дого' типа турбины. Колесо турбины насаживается на вал, кон-
цы которого лежат на опорных подшипниках, расположенных
в корпусе турбины.

Фиг. 8. Схематизированное
рабочее колесо турбины.
§ 3. Компрессор

Компрессорами (нагнетателями) называются агрегаты, слу-
жащие для сжатия воздуха.

В газовых турбинах в настоящее время применяются ком-
прессоры осевые, центробежные и комбинированные, состоящие
из комбинации первых двух типов.

Фиг. 9. Принципиальная
схема осевого компрес-
сора.

г-1 3

Фиг. 10. Принципиальная
схема центробежного
компрессора.^

Схема осевого компрессора показана на фиг. 9. Компрес-
сор обычно состоит из кожуха 1 и рабочего колеса 2, поса-
женного на вал 3. Колесо в свою очередь состоит из втулки 4,
при помощи которой соединяется с валом, и лопаток 5, при-
крепленных к втулке. Вал колеса соединяется с какой-либо
силовой установкой, которая и приводит во вращение колесо.
В газовой турбине вал колеса компрессора соединяется с ва-
лом турбины.

'При работе компрессора воздух непрерывно засасывается
в кожух, проходит между лопатками колеса, сжимается и по-
дается в камеру сгорания. Воздух перед колесом, в колесе
и за ним имеет одно направление движения — вдоль оси вра-
щения колеса. Отсюда и название — осевой компрессор.

Для создания большого давления осевые компрессоры, как
правило, выполняются многоступенчатыми (с несколькими, ря-
дами лопаток), с числом ступеней, доходящим,до 20 и более.
Лопатки монтируют либо на отдельные диски, либо на сплош-
ные или пустотелые валы большого диаметра (барабаны)..

Центробежный компрессор (фиг. 10) состоит из крыльчат-
ки 1, посаженной на вал 2, и кожуха 3. Крыльчатка состоит из
диска с втулкой для соединения с валом и радиальных лопа-
ток, расположенных на боковой стороне диска. Лопатки могут
быть как на одной стороне диска, так и на. обеих сторонах,
в соответствии с чем и воздух подводится либо с одной стороны,
либо с обеих.

Воздух засасывается через отверстие, расположенное в
центре колеса, подхватывается лопатками крыльчатки и центро-
бежными силами отбрасывается от центра к периферии, после
чего поступает в специальный кожух (диффузор), а затем под-
водится к камере сгорания.

Сжатие воздуха происходит в крыльчатке и при движении
его в канале кожуха, который обычно изготовляется улитко-
образной формы.

Характерными особенностями центробежного компрессора
являются: повышение давления за счет действия центробежных
сил на быстро вращающиеся частицы воздуха и изменение на-
правления потока воздуха. Сперва поток воздуха движется вдоль
оси вращения колеса, потом отбрасывается от центра к пери-
ферии и затем снова возвращается к осевому движению.

Большие потери на трение и удар, сопровождающий переход
воздуха из крыльчатки в диффузор, а также потери, связанные
с изменением направления движения потока воздуха, понижают
эффективность компрессора. Этим, главным образом, и объ-
ясняется несколько меньшая эффективность центробежного ком-
прессора по сравнению с осевым.

§ 4. Камера сгорания

Камера сгорания служит для сжигания топливной смеси.
Форма ее подбирается таким образом, чтобы обеспечивалось
устойчивое горение и полное сгорание топливной смеси. Обычно
камера сгорания выполняется в виде отрезка трубы, связываю-
щего компрессор с турбиной.

Топливо подается в камеру в жидком или газообразном со-
стоянии. Жидкое топливо подается насосом и впрыск его про-
изводится через форсунки, хорошо распиливающие топливо.
Воздух из компрессора подводится к топливной форсунке в ко-
личестве, необходимом для сгорания. Зажигание смеси осуще-
ствляется запальной электрической свечой. Иногда запуск ка-
меры производится при помощи легковоспламеняющегося топ-
лива, например бензина. Горящая смесь около форсунки обра-
зует факел высокой температуры, поддерживающий непрерыв-
ное сгорание топлива. Так как продукты сгорания имеют тем-
пературу, недопустимо высокую для материала турбины, то во
вторую часть камеры подводится избыточный воздух, который,
смешиваясь с продуктами сгорания, понижает температуру ра-
бочего газа до величины, приемлемой для турбины.

- § 5. Понятие о коэффициентах полезного действия

Во всякой тепловой машине единственным источником энер-
гии является тепло, выделяющееся при сгорании топлива. Одна-
ко не вся потенциальная энергия, заключенная в топливе, пре-
вращается в механическую, полезную работу; часть 'ее, и до-
вольно большая, теряется или непроизводительно расходуется.
В газовой турбине, так же как и в любом другом тепловом
двигателе, превращение тепловой энергии топлива в механиче-
скую связано с потерями тепла.

Тепловые потери, а также и другие виды потерь (потери на
трение и пр.) характеризуются коэффициентами полезного дей-
ствия (к. п. д.), которые показывают, какая доля тепла, введен-
ного в турбину, использована на полезную работу как на проме-
жуточных этапах работы турбины, так и в конечном итоге.

К воздуху, вышедшему из компрессора, в камере сгорания
подводится тепло, эквивалентное теплотворной способности топ-
лива. Часть этого тепла теряется при сгорании топлива (непол-
нота сгорания, теплоотдача в окружающую среду). Отношение
количества тепла, использованного для подогрева рабочего газа,
к теплу, скрытому в подведенном топливе, называется к. п. д.
камеры сгорания т1Г.

Горячий газ повышенного давления перед турбиной обла-
дает определенной потенциальной энергией и, расширившись,
может произвести определенную механическую работу. В иде-
альной турбине (без потерь) этот газ может совершить так на-
зываемую «располагаемую» работу, которая, очевидно, больше*
действительной работы турбины.

Часть кинетической энергии газа теряется в сопловом аппа-
рате и в рабочих лопатках (трение, вихреобразование, отрыв
струи от стенок каналов и т. п.), при выходе газа с определен-
ной выходной скоростью, из-за трения боковых поверхностей
диска об окружающий его газ, из-за утечки газа через имею-
щиеся зазоры.

Все эти потери характеризуются внутренним к. п. д., обозна-
чаемым 7)^':

____ работа, подведенная к валу турбины
^вн_- .

располагаемая работа

Работа, которая может быть снята с вала турбины и пере-
дана для приведения в действие другого какого-либо агрегата
или машины (внешняя работа), будет меньше работы, подве-
денной к валу, на величину механических потерь, т. е. потерь
на трение шеек вала в подшипниках, ’ и на величину работы, за-
трачиваемой на привод вспомогательных агрегатов. Эти потери
характеризуются механическим к. п.д. т]м:

____ работа, снимаемая с вала турбины
м работа, подведенная к валу турбины

К. п. д. турбины, учитывающий все потери,
_________ полученная (внешняя) работа
‘т располагаемая работа (теоретически возможная)

ИЛИ

--Т)вн
Полезная мощность газотурбинной установки равна мощ-
ности, развиваемой турбиной, за вычетом мощности, затрачи-
ваемой на работу компрессора. Все тепловые и механические
потери двигателя, в том числе затрата мощности на привод ком-
прессора, характеризуются полным, или эффективным, к. п. д. т)эф:

____ полученная полезная работа
^эф_•

все затраченное тепло

Следовательно, т)Эф показывает, какая часть тепла, получае-
мая от сгорания всего топлива, введенного в двигатель, превра-
щена в полезную механическую работу.

Работа компрессора связана с потерями, происходящими из-
за трения воздуха в каналах колеса и направляющих каналах,
из-за поворота струи и т. п.

Эти потери характеризуются к. п. д. компрессора т]к. Он пока-
зывает степень использования энергии, которая затрачивается
на привод компрессора:

___ работа сжатия без потерь А
* работа, затрачиваемая на привод компрессора

Если рассмотреть цикл идеальной турбоустановки, в ко-
торой все агрегаты работают без потерь (7]г='»)-1(='»]к=|1), то
к. п. д. такого цикла не равен единице, так как даже в этом
случае не все затраченное тепло превращается в работу турби-
ны. К- п. д. идеального цикла называется термическим к. п. д. >)«:

__располагаемая работа турбины минус работа идеального компрессора
— •

все затраченное тепло

Термический к. п. д. не может равняться единице на основа-
нии второго закона термодинамики, согласно которому превра-
щение тепла в механическую работу невозможно, если одновре-
менно не тратится еще некоторое количество тепла, которое не
переходит в работу. Это количество тепла заключено в данном
случае в газе, отработавшем в идеальной турбине.

В дальнейшем к. п. д. будет указываться в процентах.

Глава вторая

ТИПЫ ГАЗОВЫХ ТУРБИН

§ 6. Активные турбины

Характерным признаком турбин, отличающим их от других
тепловых двигателей, является то, что механическая работа со-
вершается в них за счет кинетической энергии газа; поэтому в
турбинах превращению этой энергии в механическую работу
Фиг. 11. Схема венца
активной, турбины.

предшествует преобразование потенциальной энергии газа в ки-
нетическую.

В связи с этим рабочий процесс турбин состоит из двух ча-
стей: 1) преобразования потенциальной энергии газа в кинети-
ческую и 2) превращения кинетической энергии в механическую
работу.

Активными турбинами называются такие, у которых расши-
рение газа, т. е. преобразование потенциальной
энергии в кинетическую, происходит только в
неподвижном сопле (сопловом аппарате) до рабочего
колеса. В! каналах же рабочего колеса
совершается лишь процесс преобразова-
ния кинетической энергии газа в меха-
ническую работу вращения колеса.

Схема венца активной турбины пока-
зана на фиг. 11.

Газ после расширения в сопле А по-
падает на рабочие лопатки Б. Криволи-
нейные каналы между лопатками изме-
няют направление его движения. Вслед-
ствие этого на лопатках возникает
окружное усилие, которое и приво-
дит в, движение рабочее колесо, не-
сущее Лопктки.

Распределение давления по каналу
между лопатками довольно сложно, но
на входной и выходной кромках лопаток
давление оказывается примерно одинако-
вым. Следовательно, основным признаком

активных турбин может служить также равенство давле-
ний газа по обе стороны лопаток. По этой при-
чине активные турбины иногда называют турбинами равно-
го давления.

Вращение рабочего колеса турбины происходит в направле-
нии движения газового потока.

Между скоростью истечения газа из сопла и окружной ско-
ростью рабочих лопаток существует определенное соотношение,
от выбора которого зависит эффективность турбины. Наивыгод-
нейшей окружной скоростью, лопаток, при которой максимально
используется кинетическая энергия газовой струи, является ско-
рость, составляющая примерно] пюловину скорости истечения
газа из сопла.

Активные турбины бывают: а) одноступенчатые (однодиско-
вые) и б) многоступенчатые. Последние в свою очередь разде-
ляются на турбины со ступенями давления и на турбины со
ступенями скорости. Существуют также комбинированные тур-
бины со ступенями скорости и ступенями давления.
а) Одноступенчатые турбины

корпуса

Фиг. 12. Схема одно-
ступенчатой актив-
ной турбины с раз-
вернутой проточной
частью.

Схема одноступенчатой активной турбины показана на
фиг. 12.

Турбина состоит из следующих основных частей: неподвиж-
ных сопел 1\ диска 2, несущего на ободе рабочие лопатки 3;
горизонтального вала 4, на который насажено рабочее колесо;
в котором закреплены сопла.

Проточная часть одноступенчатой тур-
бины состоит из двух элементов — сопел и
рабочих лопаток. Развернутый вид проточ-
ной части показан на фиг. 12 снизу.
Сопловые каналы образованы направляю-
щими лопатками криволинейного профиля.
Каналы между рабочими лопатками имеют
постоянное проходное сечение.

/ Газ под давлением подводится к соп-
лам и расширяется в них до определен-
ной заданной величины; (например, до ат-
мосферного давления); при этом скорость
газа возрастает в соответствии с перепа-
дом давления. Далее газ направляется йа
рабочие лопатки, где его кинетическая
энергия преобразуется в механическую ра-
боту колеса. Отработав в колесе, газ с не-
которой, так называемой выходной, ско-
ростью покидает турбину. Механическая ра-
бота колеса эквивалентна разности кинети-
ческих энергий газа на входе и выходе из
кОлеса. Выходная скорость газа может
иметь значительную величину и обусловли-
вает выходные потери турбины.

В этом типе турбин весь перепад дав-
ления целиком срабатывается в одной сту-
пени; поэтому скорость газа при выходе

из сопел может быть значительной (превышающей скорость зву-
ка), а это обусловливает значительные потери на трение,и вихре-
образование и, кроме того, вызывает необходимость работы ко-
леса на высоких окружных скоростях. Поэтому одноступенчатая
турбина уместна для работы лишь при таких перепадах давле-
ния, при которых скорость газа не выше звуковой и окружная
скорость не более 300—350 м/сек. Так как большие окружные
скорости недопустимы по условиям прочности ротора, то при
значительных перепадах давления приходится отступать от
оптимального отношения окружной скорости к скорости газа, что
вызывает уменьшение к. п. д. турбины.

Достоинства одноступенчатых турбин заключаются в просто-
те их конструкции, небольших габаритах и малом весе.
б) Турбины со ступенями скорости

Для уменьшения окружной скорости лопаток турбины или
для срабатывания при данной окружной скорости большого не-

репада давления применяются многоступенчатые турбины. Рас-
смотрим сначала турбины со ступенями скорости.

При наивыгоднейшем соотношении между скоростью истече-
ния газа и окружной скоростью лопаток,

турбин равно примерно 2: 1, окружная
скорость достаточно велика. Большие
скорости вращения предъявляют высо-
кие требования к материалу диска, на-
груженного значительными центробеж-
ными силами, а также обусловливают
высокое число оборотов турбины. Числа
же оборотов рабочих машин, приводи-
мых в действие турбиной, часто значи-
тельно ниже наивыгоднейших оборотов
турбины. Для снижения числа оборотов
в конструкции .турбин вводились гро-
моздкие и дорогостоящие зубчатые пере-
дачи (редукторы) \ Поэтому создание

которое для активных

турбинного колеса со, ступенями скорости
(называемого также колесом Кертиса),
позволившего получить практически при-
емлемое число оборотов турбины и устра-
нявшего излишние промежуточные меха-
низмы, имело известное значение для
развития турбин.

Колесо со ступенями скорости состоит
не из одного ряда рабочих лопаток, как
в одноступенчатой турбине, а из двух и
более рядов, размещенных на ободе
одного диска, причем в промежутке

Фиг. 13. Схема турби-
ны со ступенями ско-
рости с развернутой
проточной частью.

между двумя рядами подвижных лопа-

ток располагается направляющий аппарат, состоящий из ряда
неподвижных лопаток. Направляющие лопатки прикрепляются
к корпусу турбины и служат для изменения направления струи

газа.

Схема турбины со ступенями скорости, проточная часть, ко-
торая дана в развернутом виде, показана на фиг. 13.

Газ, проходя через сопла 1, расширяется в них от началь-
ного до конечного давления и с большой скоростью направляет-
ся на первый ряд рабочих лопаток 2.

По выходе из рабочих лопаток первого ряда струя газа по-
ступает-в неподвижный направляющий аппарат 3, который об-

1 Редуктором называется агрегат, состоящий обычно из шестерен,
при помощи которых уменьшается число оборотов, передаваемых от вала
двигателя.

2 А. Е. Применко

17
Фиг. 14. Схема движе-
ния газа в колесе со
ступенями скорости.

в которых давление

разовая подобными же лопатками, но повернутыми на 180°,
меняет направление движения на первоначальное и направляет-
ся на второй ряд рабочих лопаток 4. Отработав в последних,
газ выходит в атмосферу. Таким образом второй ряд лопаток
производит некоторую дополнительную работу, используя кине-
тическую. энергию струи газа.

Путь газовой струи хорошо виден на схеме, показанной на
фиг. 14. Оба ряда рабочих лопаток А движутся по направлению
струи, а неподвижный аппарат В, заключенный между ними,
служит дДя поворота струи газа. Ко-
нечно, колесо со ступенями скорости мо-
жет состоять не только из .двух рядов
рабочих лопаток и одного ряда направ-
ляющих, как это показано на схеме, но
и йз большего числа рядов, например
из трех рядов рабочих лопаток и двух
рядов направляющих.

В. активной турбине со ступенями
скорости п реоб р а з ов а ние потенци альной
энергии газа в кинетическую, как и в
оДноетупенч’атой турбине, происходит
Только в соплах. В рабочий лопатках
кинетическая энергия струи газа пере-
ходит в механическую работу ступеня-
,ми|—в каждом ряде лопйток|, причем
давление не изменяется ни в рабочих,
ни в промежуточных направляющих
лопатках.

Таким образом ступенями скорости
можно1 называть ряды рабочих лопаток,
постоянно, а скорость газа постепенно

падает.

Вследствие меньшего перепада скорости газа в каждом из
рядов рабочих лопаток по сравнению с одноступенчатой турби-
ной окружная скорость лопаток может иметь тем меньшую ве-
личину, чем больше число ступеней.

Длина лопаток каждой последующей ступени проточной ча-
сти делается больше предыдущей. Это вызвано тем обстоятель-
ством, что объем газа остается приблизительно, постоянным, а
скорость в каждой ступени уменьшается, и для того чтобы про-
пустить тот же самый объем газа,' движущийся с меньшей ско-
ростью, длину лопаток по мере удаления от сопел увеличивают.

в) Турбины со ступенями давления

Другой способ снижения окружной скорости лопаток тур-
бины заключается в применении ступеней давления. Он состоит
в том, что преобразование потенциальной энергии в кинетиче-
скую происходит не в одном ряде сопел, а в нескольких, чере-
дующихся с рядами рабочих лопаток. Давление газа при этом
снижается постепенно, ступенями.

В, первом ряду сопел происходит частичное расширение га-
за, поэтому и скорость струи газа, поступающего на первый
ряд рабочих лопаток, сравнительно невелика, и диск будет вра-
щаться с умеренным числом оборотов. Чтобы полностью исполь-
зовать еще значительное давление, с которым газ выходит из
первого ряда лопаток, и довести расширение его до атмосфер-
ного давления, газ пропускают через дополнительное число ря-
дов сопел, и рабочих ло-
паток.

Следовательно, такая
турбина состоит из несколь-
ких рядов сопел и несколь-
ких рядов рабочих лопаток.
В каждом ряду сопел про-
исходит частичное падение
давления, а стало быть, и
частичное преобразование
потенциальной энергии газа
в кинетическую. В каждом
ряду рабочих лопаток про-
исходит частичное преобра-
зование кинетической энер-
гии (газа в механическую
энергию вращения: колеса.
Каждый ряд сопел и, рабо-
чих лопаток образует сту-
пень давлений.

Схема турбины с тремя
ступенями давления показа-
на на фиг. 15. Турбина со-
стоит из трех дисков 1, 2-
и >3 с рабочими лопатками

4, 5 и 6 и трех рядов сопел 7, 8 и 9, закрепленных неподвижно
в Корпусе 10 турбины. Ступени разделяются . перегородками
(диафрагмами) 11, 12 и 13. Рабочие диски посажены на гори-
зонтальный ва|л 14. В; перегородках Имеются отверстия для
прохода вала.

Газ, подводимый к первому ряду сопел 7, частично расши-
ряется в них, причем давление его падает, а скорость возрастает,
иначе говоря, потенциальная энергия газа преобразуется в ки-
нетическую. Далее струя газа направляется на первый ряд ра-
бочих лопаток 4 и в них кинетическая энергия газа превращает-
ся в механическую работу; при этом скорость газа падает, а
давление на кромках лопаток остается неизменным. По выходе
из рабочих лопаток первого ряда газ, имеющий еще значитель-
ное давление, направляется в сопла 8 второго ряда, в которых

Фиг. 15. Схема активной турбины
с тремя ступенями давления.
дополнительно расширяется, причем скорость газа вновь увели-
чивается до первоначальной величины. На рабочих лопатках 5
диска 2, так же как и на лопатках первого ряда, кинетическая
энергия газа превращается в механическую работу колеса, ско-
рость газа снова снижается, а давление остается равным дав-
лению в конце вторичного расширения газа. Далее газ направ-
ляется в сопла 9 и рабочие лопатки 6 третьей ступени, где про-
цесс вновь повторяется в той же последовательности. На схеме
показаны только три ступени, но их может быть значительно
больше. Число ступеней определяется суммарным перепадом
давления или величиной окружной скорости турбины.

При таком ступенчатом преобразовании потенциальной энер-
гии газа в кинетическую и при небольших перепадах давления
в каждой ступени скорости газа на рабочих лопатках также
будут небольшими. В результате и окружные- скорости лопаток
получатся вполне приемлемыми.

Так как каждая ступень давления представляет собой от-
дельную' однодисковую турбину, то турбина со ступенями дав-
ления по существу представляет собой ряд последовательно рас-
положенных одноступенчатых турбин.

Вследствие меньших скоростей истечения газа и меньших
окружных скоростей колеса потери в турбинах с несколькими
ступенями давления меньше, а к. п. д. больше, чем в односту-
пенчатой турбине. В то же время многоступенчатые турбины
имеют большую длину и вес, чем одноступенчатые.

Так как при переходе из одной ступени в другую газ расши-
ряется и, следовательно, объем его возрастает, то и длина ло-
паток каждого следующего ряда постепенно увеличивается.

§ 7. Реактивные турбины
а) Реактивный принцип работы газа

Реактивный принцип, известный в далеком прошлом, заклю-
чается в следующем.

Если сосуд А (фиг. 16), имеющий отверстие В, наполнить
газом, находящимся под давлением, и открыть отверстие, то
струя газа с некоторой ско-
ростью будет вытекать из отвер-
стия. Действующая на массу вы-
текающего газа сила направлена
по движению газовой струи. Ве-
личина ее зависит от секундной
массы вытекающего газа и от
скорости его истечения. Сила эта
на фигуре обозначена через Р.
По ’з'акону (равенства дей-
ствия и противодействия сила Р
вызывает появление равной ей
силы, направленной в противо-

Фиг. 16. Возникновение реактив-
ной силы при истечении газа
из сосуда.
положную сторону и приложенной к сосуду. На фигуре она
обозначена через /?.

Под действием этой силы сосуд А, поставленный на тележ-
ку С, будет двигаться в сторону, противоположную движению
струи газа.

Сила 7? называется реактивной силой, а движение сосуда А,
основанное на реактивном принципе, реактивным движением.

б) Одноступенчатые турбины

Турбины, у которых процесс преобразования потенциальной
энергии газа в кинетическую в отличие от активных турбин

протекает не только в соплах, но и
на рабочих лопатках, принято на-
зывать реактивными турбинами.

В чисто реактивных турбинах
преобразование потенциальной энер-

Напрабление вращения

Фиг. 17. Схема венца
чисто реактивной га-
зовой турбины.

Фиг. 18. Схема реак-
тивной ступени в по-
строенных турбинах с
развернутой проточной
частью.

гии газа в кинетическую должно было бы происходить только
в каналах рабочих лопаток. Схема одного венца чисто реак-
тивной (идеальной) турбины показана на фиг. 17. Газ подво-
дится по направляющим лопаткам А к каналам рабочих
лопаток Б под некоторым давлением и после расширения в них
устремляется наружу. В результате появляется реактивная сила,
которая двигает лопатку в сторону, противоположную выходя-
щей струе газа.

В построенных реактивных турбинах расширение газа про-
исходит и в направляющих и в рабочих лопатках.

Отношение теплоперепада, срабатываемого на рабочих ло-
патках, ко всему теплоперепаду в ступени называется сте-
пенью реактивности и часто равно примерно 0,5, т. е.
перепад тепла примерно поровну распределяется между направ-
ляющими и рабочими лопатками.

Схема такой ступени показана на фиг. 18.
Проточная часть состоит из суживающихся сопел А (направ-
ляющих лопаток) и рабочих лопаток В. Так как расширение
газа происходит не только в соплах, но и на рабочих лопатках,
то последние также образуют сужающиеся каналы.

Находящийся под давлением газ, проходя через направляю-
щие лопатки, расширяется; при этом давление его уменьшается,
а скорость увеличивается. Выйдя из направляющих лопаток с
уменьшенным давлением, газ направляется на рабочие лопатки,
которые имеют такой же профиль, как и направляющие, но
изогнуты в обратную сторону. Проходя по сужающимся кана-
лам, образованным рабочими лопатками, газ продолжает рас-
ширяться. Давление его еще более уменьшается, а скорость еще
более увеличивается. Струя газа с большой скоростью выходит
из рабочих лопаток в атмосферу. В результате создается реак-
тивная сила, направленная в сторону, противоположную выходу
газа. Так как рабочие лопатки имеют криволинейный профиль,
то направление струи газа в них меняется, и они находятся под
активным воздействием струи газа. Поэтому в этом типе турбин
вращение колеса происходит как от активного воздействия газа
на лопатки, так и от действия реактивных сил.

Наиболее выгодное использование кинетической энергии га-
зовой струи в реактивных турбинах получается в том случае,
когда скорость истечения газа из соплового аппарата близка
к окружной скорости рабочего колеса. При этом к. п. д. турбины
максимален.

Благодаря тому что давление по обе стороны рабочей ло-
патки различно, через радиальный зазор между лопатками и
корпусом турбины происходит утечка гаЗа, тем большая, чем ко-
роче лопатка. Поэтому применение реактивных лопаток уме-
стно лишь при сравнительно длинных лопатках.

в) Турбины со ступенями давления

Для получения приемлемой окружной скорости диска при
наивыгоднейшем соотношении скоростей реактивные турбины
часто строятся многоступенчатыми, со ступенями давления.
Принцип работы этих турбин такой же, как и активных турбин
со ступенями давления, но расширение газа, происходит не
только в неподвижных направляющих, но и в рабочих лопат-
ках.

Схема реактивной турбины с несколькими ступенями Давле-
ния показана на фиг. 19.

Рабочие лопатки 1 ставятся либо на отдельные диски, либо
на барабан 2. Неподвижные направляющие лопатки 3 прикреп-
ляются к корпусу турбины 4.

Газ под давлением подводится в кольцевой сборник 5, от-
куда поступает на направляющие лопатки первой ступени.
Здесь давление газа падает, а скорость увеличивается. По вы-
ходе из направляющих лопаток газ поступает на рабочие ло-
патки первой ступени, где происходит дальнейшее расширение
газа, т. е. дальнейшее падение давления и увеличение скорости.
Часть полученной таким образом кинетической энергии пере-
ходит в механическую работу на первой ступени. Выйдя из ра-
бочих лопаток первой ступени, газ поступает в направляющие,
а затем и рабочие лопатки второй ступени, где процесс превра-
щения потенциальной энергии в механическую продолжается в
той же последовательности. Аналогичный процесс повторяется
в третьей и последующих ступенях.

Таким образом многоступенчатая реактивная турбина со-

стоит из ряда последовательно расположенных реактивных сту-
пеней, в которых происходит по-

степенное’ расширение газа от

начального ‘давления до атмос-
ферного. Незначительный пере-
пад в каждой ступени обуслов-
ливает сравнительно! небольшие
скорости газ^ в ступенях, поэто-
му и окружные скорости тур-
бины получаются умеренными.

Вследствие того, ч*го1 давле-
ние по обеим сторонам рабочих
лопаток различно (давление пе-
ред лопаткой выше, чем за ней),
реактивная турбина [испытывает
значительные осевые усилия.

Так как газ по мере прохож-

г 1 з

Фиг. 19. Схема реактивной мно-
гоступенчатой турбины со сту-
пенями давления.

дения п<> (ступеням. все) время

расширяется и, следовательно, занимает все больший и больший
объем, то и длина лопаток в каждой последующей ступени по

мере удаления их от первой должна постепенно увеличиваться.

§ 8. Комбинированные турбины

В некоторых случаях представляется целесообразным кон-
струировать многоступенчатые турбины из ступеней различного
типа.

Иногда первую ступень турбины выполняют в виде колеса со
ступенями скорости, поглощающего большой перепад давления и
тепла. Можно также одну или несколько активных ступеней
давления поставить в области высокого давления, а реактивные
ступени — в области низкого давления.

При таком сочетании у первых активных ступеней получа-
ются короткие лопатки; у реактивных же ступеней, работающих
в области низкого давления, лопатки делаются значительной
длины и, следовательно, потери на утечку невелики.

Применение активных ступеней в области высокого давле-
ния целесообразно также потому, что в соплах этих ступеней
срабатываются большие перепады тепла, чем в реактивных сту-
пенях. Поэтому даже на лопатки первой ступени газ поступает
с существенно пониженной температурой. Особенно большой
эффект снижения температуры в соплах достигается примене-
нием колеса со ступенями скорости.

В построенных конструкциях газовых турбин комбинация
ступеней встречается редко. Стационарные турбины строятся
большей частью многоступенчатыми реактивными. Авиационные
же турбины делаются как одноступенчатыми активными и реак-
тивными, так и многоступенчатыми реактивными.

Следует отметить, что реактивность не остается постоянной
по длине лопатки, а возрастает от корня лопатки к периферии
колеса. Поэтому, строго говоря, активных турбин не существует.
Сказанное выше об активности или реактивности процесса от-
носится к состоянию газа по середине высоты лопатки.

Глава третья

ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ

§ 9. Турбоустановки с постоянным давлением сгорания

Процесс сгорания топливной смеси в газовых турбинах мо-
жет протекать либо при постоянном давлении, либо при по-
стоянном объеме. В зависимости от этого турбины делятся на
два основных класса: турбины постоянного давления и турбины
постоянного объема. Имеются

Фиг. 20. Схема газовой турбины
с процессом сгорания топливной
смеси при постоянном давлении.

также турбины смешанного типа.

Схема турбинной установки
постоянного давления, работаю-
щей на жидком топливе, показа-
на на фиг,. 20 (в дальнейшем мы
будем рассматривать турбины,
работающие на жидком топливе,
а в тех случаях, когда топливо
будет иным, это будет каждый
раз оговариваться).

Установка состоит из следую-
щих основных элементов: камеры
сгорания 1, сопла 2, рабочего ко-

леса 3, компрессора 4 с заборным
патрубком, топливною насоса 5, труб 6 для подвода воздуха
и топлива в камеру сгорания, выхлопной трубы 7, форсунки 8
и электрической запальной свечи 9. Рабочее колесо турбины,

компрессор и топливный насос посажены на общий вал 10.

Работа турбоустановки протекает следующим образом. Ком-
прессор 4 через заборный патрубок засасывает воздух из ат-
мосферы, сжимает его и по трубе 6 подает в камеру сюра-
ния 1. Одновременно насос 5 через форсунку 8 впрыскивает
в камеру топливо. Здесь топливо и воздух смешиваются и сго-
рают. Зажигание в начале работы осуществляется электриче-
ской запальной свечой 9, а в дальнейшем топливная смесь
воспламеняется от соприкосновения с горячими газами.

Продукты сгорания под давлением, созданным компрессо-
ром, поступают в сопло 2, где происходит процесс расширения
и преобразования потенциальной энергии газа в кинетическую
энергию. Струя газа с большой скоростью направляется на ло-
патки рабочего колеса 3, где кинетическая энергия газа исполь-
зуется для вращения колеса, а последнее вращает сидящие с
ним на общем валу компрессор и топливный насос.

В этом типе турбоустановок камера сгорания во время ра-
боты не разобщается ни с агрегатами подачи топлива и воз-
духа, ни с рабочим колесом. Поэтому весь процесс работы про-
текает непрерывно: непрерывно поступает горючая смесь, не-
прерывно происходит сгорание, непрерывно вытекают продукты
сгорания из камеры сгорания, непрерывно происходит преобра-
зование потенциальной энергии газов в кинетическую и далее
в механическую энергию вращающегося диска.

В связи с непрерывностью действия в камере сгорания уста-
навливается постоянное давление, вследствие чего описанный
процесс называется процессом с постоянным давлением сгора-
ния.

§ 10. Турбоустановки с постоянным объемом сгорания

В установках с постоянным объемом сгорания камера на вре-
мя горения топливной смеси разобщается и с агрегатами по-

дач'и топливной смеси, и с рабо-
чим колесохМ турбины. Поэтому
сгорание смеси происходит при
неизменном объеме.

Поступление рабочей смеси в
камеру сгорания в турбинах это-
го типа происходит с перерыва-
ми. Преобразование потенциаль-
ной энергии газов в кинетическую
и превращение последней в ме-
ханическую работу вращения ко-
леса совершается также перио-
дически, в зависимости от числа
вспышек рабочей смеси в се-

Фиг. 21. Схема газовой турбины
с процессом сгорания топливной
смеси при постоянном объеме.

кунду. •

Схема турбоустановки с постоянным объемом сгорания по-
казана на фиг. 21. Она1 состоит из тех же частей, что и преды-
дущая, но в ней добавлены клапан И для впуска воздуха, кла-
нан 12 для впрыска топлива и выпускной клапан 13, отделяю-
щий камеру сгорания от сопла турбины.
При открытых клапанах 11 и 12 в камеру сгорания нагне-
тается сжатый воздух и одновременно впрыскивается топливо.
После наполнения камеры воздухом и топливом клапаны И
и 12 закрываются, и горючая смесь воспламеняется от электри-
ческой запальной свечи. В момент вспышки давление в камере
резко повышается, отчего открывается клапан 13. Продукты
сгорания вытекают через сопло на лопатки рабочего колеса и
приводят его во вращение.

Очистка камеры от продуктов сгорания и охлаждение каме-
ры, сопла и рабочего диска производится продувкой холодного
сжатого воздуха. Поэтому дальнейший процесс протекает так:
еще при открытом клапане 13 открывается клапан 11 и в каме-
ру сгорания поступает из компрессора воздух, который вытал-
кивает остатки продуктов сгорания и охлаждает камеру, сопло
и рабочее колесо; к концу продувки клапан 13 закрывается и
весь процесс повторяется снова.

§ 11. Сравнение турбоустановок с постоянным давлением
и постоянным объемом сгорания

При сравнении установок с постоянным давлением и посто-
янным объемом сгорания нельзя отрывать цикл от конструк-
ции турбин, потому что с точки зрения термодинамики оба цикла
дают хорошие к. п. д. при достаточно высоких температурах, но
практическое получение такого к. п. д. зависит от конструкции
турбины.

Термический к. п. д. установки с постоянным объемом сго-
рания несколько больше, чем установки с постоянным давле-
нием. Однако конструкция первой значительно сложнее, так как
в камере сгорания нужно иметь несколько автоматически дей-
ствующих клапанов, эксплоатация которых затруднительна.

Далее нужно отметить переменность скорости истечения га-
зов из камеры сгорания, работающей при постоянном объеме
сгорания, что препятствует наивыгоднейшему использованию ки-
нетической энергии газа на лопатках колеса. Скорость эта имеет
неустановившийся характер и в течение каждой вспышки па-
дает от максимального до минимального значения. Поэтому
трудно подобрать наивыгоднейшее отношение между скоростью
истечения и окружной скоростью рабочего колеса; последнюю
принято относить к некоторой средней скорости истечения газа.
Непостоянство скорости истечения газов снижает к. п. д. турбины
с постоянным объемом сгорания примерно на 10%.

С другой стороны, в этих турбинах легче избежать высоких
температур газа вследствие того, что вспышки в камере сго-
рания чередуются с промежутками, во время которых камера,
сопла и лопатки охлаждаются продувочным воздухом. К тому
же высокие температуры возникают лишь на короткое время и
средняя температура горячих частей установки остается в до-
пустимых пределах.
Кроме того, в установках этого типа при одинаковой тем-
пературе газа перед турбиной работа сжатия меньше, чем в
установках с постоянным давлением сгорания, вследствие чего
они не требуют таких мощных компрессоров.

Однако эти положительные качества турбин с постоянным
объемом сгорания и преимущество в к. п. д. не компенсируют
сравнительной сложности их конструкции. Этим и объясняется
то, что турбины с постоянным объемом сгорания пока не нашли
промышленного применения.

§12. Турбоустановки с усовершенствованным циклом

Эффективность газовой турбины, работающей по простому
циклу, невелика. Теплоиспользование в ней составляет в лучшем
случае около 18% от всего введенного в турбину тепла.

При таком низком использовании тепла газовые турбины, по
крайней мере в стационарных установках, не могут конкури-
ровать с другими тепловыми двигателями.

Для повышения эффективности газовых турбин применяют
ряд мер, которые увеличивают к. п. д., ко в то же время услож-
няют рабочий цикл и конструкцию турбины.

К таким мерам относятся: а) регенерация тепла отходящих
газов для подогрева воздуха, поступающего в камеру сгорания;
б) промежуточное охлаждение воздуха между ступенями ком-
прессора и в) повторный подогрев газа между ступенями тур-
бины. Два последних мероприятия эффективны лишь при на-
личии регенерации тепла отходящих газов.

а) Установки с регенерацией тепла отходящих газов

Регенерация тепла осуществляется в теплообменнике, кото-
рым ^называется аппарат, служащий для обмена тепла между

телами, имеющими различные
температуры.

Схема турбоустановки с реге-
нератором показана на фиг. 22.
Регенератор устанавливается
между компрессором и Каме-
рой сгорания. Отработавший
в турбине газ, имеющий еще
довольно высокую температуру,
вместо того чтобы быть выбро-
шенным в атмосферу, направ-
ляется в регенератор. Здесь
газ, омывая пучок труб, по
которым проходит воздух, на-
гнетаемый компрессором, от-
дает часть тепла на подогрев
воздуха. Это уменьшает коли-
чество топлива, необходимое

Фаг. 22. Схема газовой турбины
с регенерацией тепла отходя-
щих газов.
для подогрева сжатого воздуха до рабочей температуры перед
турбиной.

При применении газообразного топлива оно по отдельным
от воздуха трубам также может пропускаться через регенератор.

Количество тепла, которое может быть отнято от газа, зави-
сит от размеров регенератора. Конечно, теоретически рассуж-
дая, можно охладить газ почти до температуры воздуха, посту-
пающего в регенератор, но практически между газом и возду-
хом сохраняется более или менее значительный перепад темпе-
ратур. Отношение количества тепла, воспринятого воздухом в
регенераторе, к максимально возможному, отдаваемому газом
при его охлаждении до температуры воздуха, называется сте-
пенью регенерации.

Повышение эффективности газовой турбины, работающей по
регенеративному циклу, существенно зависит от степени регене-
рации, которая увеличивается с увеличением поверхности тепло-
обменника.

Так, например, при регенераторе с поверхностью 0,7 м~1квт
к. п. д. установки увеличивается с 18 до 23о/о, а при поверхности
в 1,2 м?!квт к. п.д. достигает 26|,/о.

Таким образом введение регенерации тепла в схему газовой
турбины является эффективным средством для повышения к. п. д.,
но теплообменник при этом будет представлять довольно круп-
ный по своим габаритам агрегат.

Тепло отработавшего газа может быть использовано также
для получения пара, который с помощью паровой турбины
используется для привода компрессора. Такая схема применяется
в турбоустановках с постоянным объемом сгорания.

б) Установки с промежуточным охлаждением воздуха

Сжатие воздуха в компрессоре связано с повышением тем-
пературы, которая на выходе из компрессора может достичь ве-
личины 150—250° С.

Промежуточное охлаждение воздуха применяется при нали-
чии в турбоустановке многоступенчатого компрессора или не-
скольких отдельных последовательно включенных компрессоров.
Воздух охлаждается перед поступлением в последующую сту-
пень многоступенчатого компрессора или последующий ком-
прессор при нескольких отдельных компрессорах.

Промежуточное охлаждение имеет целью снять часть тепла,
выделяющегося при сжатии воздуха, и этим уменьшить работу
последующей ступени или отдельного компрессора. При отво-
де тепла от воздуха уменьшается его объем и, следовательно,
уменьшается затрата мощности на работу компрессора. При
определенных условиях это влечет за собой повышение общего
к. п. д. установки.

Только одна промежуточная (Ступень охлаждения воздуха
при прочих равных условиях уменьшает мощность, расходуе-
мую на компрессор, примерно на 15'%, что, естественно, уве-
личивает полезную мощность турбины. Практически число сту-
пеней охлаждения может быть доведено до двух-трех. Большее
число ступеней не дает заметного выигрыша и чрезмерно услож-
няет установку.

Схема турбины с одной ступенью промежуточного охлаж-
дения воздуха показана на фиг. 23. Воздухоохладитель 3
установлен между компрессорами 1 и 2. Воздух из первого ком-
прессора направляется в охладитель 3, откуда поступает во вто-
рой компрессор и далее направляется в камеру сгорания.

Фиг. 23. Схема газовой турбины с промежуточным
охлаждением воздуха между компрессорами.

Охладитель состоит из системы труб, заключенных в общий
корпус, по которым проходит воздух. Между трубами циркули-
рует охлаждающее тело.

В качестве охлаждающего тела в стационарных установках
обычно применяется вода; в авиационных установках может
быть использован встречный поток воздуха.

Таким образом применение промежуточного охлаждения по-
вышает полезную мощность установки и при некоторых усло-
виях и ее к. п. д. Применяемая для этого в стационарных уста-
новках вода становится необходимым элементом цикла.

в) Установки с промежуточным подогревом газа

Одним из способов повышения мощности, а при некоторых
условиях и к. п. д. газотурбинной установки, является проме-
жуточный подогрев рабочего газа между ступенями турбины.
Он применяется в том случае, когда газотурбинная установка
состоит из двух и более последовательно включенных турбин
(ступеней).

Так кай температура газа при прохождении через первую
ступень понижается, то прежде чем направить этот газ во вто-
рую ступень, его подогревают. Подогрев заключается в допол-
нительном сжигании топлива в среде рабочего газа.
Таким образом этот способ требует введения в установку
дополнительной камеры сгорания, помещаемой между ступе-
нями турбины.

Схема турбины с промежуточным подогревом газа показа-
на на фиг. 24.

Продукты сгорания после частичного расширения в турби-
не 1 направляются в дополнительную камеру сгорания А, куда
подводится новая порция топлива. Топливо сжигается в среде
рабочего газа, температура которого повышается до величины,
обычно равной температуре на входе в первую турбину. После
этого газ направляется в турбину 2, где происходит дальней-
шее его расширение, а затем выходит в атмосферу.

Число ступеней промежуточного подогрева может быть до-
ведено до двух-трех. Дальнейшее увеличение ступеней сильно
усложняет установку, не давая заметного выигрыша в мощ-
ности или к. п. д.

Ступени турбины могут быть посажены на общий вал или же
газотурбинная установка может быть двухвальной.

г) Комбинированные установки

Имеются комбинированные установки газовых турбин, в ко-
торых регенерация тепла отходящих газов, промежуточное
охлаждение воздуха и промежуточный подогрев газа применя-
ются в различных сочетаниях.

Схема установки с применением регенерации тепла, проме-
жуточного охлаждения воздуха и вторичного подогрева газа
показана на фиг. 25. Как уже было указано, введение проме-
жуточного охлаждения и промежуточного подогрева существен-
но повышают к. п. д. установки лишь при наличии регенера-
ции. Поэтому комбинированные установки по схеме фиг. 25
обладают значительной экономичностью.

§ 13. Турбоустановки с замкнутым циклом

Схема работы установок, рассмотренных до сих пор, в
основном сводится к следующему. Топливо и сжатый воз-
дух подаются в камеру сгорания, а образующиеся продук-
ты сгорания направляются в турбину, в которой кинетическая
энергия газа переходит в механическую энергию вращающегося
колеса турбины. Отработавший газ выбрасывается в атмосфе-
ру и для поддержания непрерывной работы установки в камеру
сгорания все время вводятся новые порции топлива и воз-
духа. Легко видеть, что у этого типа установок контур, в ко-
тором циркулирует рабочее тело, разомкнут; такие установки
называются установками с открытым циклом.

Имеются также установки, работающие по замкнутому циклу.

В установках этого типа рабочим телом являются не про-
дукты сгорания топлива, а сжатый воздух (или другой газ),
30
Фиг. 24. Схема газовой турбины с промежуточным
подогревом газа.

Фиг. 25. Схема комбинированной газовой турбины,
в которой применены регенерация тепла отходя-
щих газов, промежуточное охлаждение воздуха
между компрессорами и дополнительный подогрев
. газа перед второй турбиной.
определенное количество которого циркулирует в замкнутом
контуре. Сжатый воздух подогревается, расширяется, совершает
полезную работу на колесе турбины, затем охлаждается и, на-
конец, вновь сжимается до первоначального объема. Полезная
работа при этом |равна разности работ расширения и сжатия.

Передача тепла рабочему воздуху осуществляется через по-
верхность теплообменника (нагревателя).

Получение необходимого количества тепла осуществляется
путем сжигания топлива в топке, расположенной вне циркуля-

Фиг. 26. Схема турбину, рабо-
тающей по замкнутому циклу.

генератора 3, холодильника
газа 6.

ционного контура турбинной
установки. Топливо и необходи-
мый для горения воздух обычно
подаются в топку под атмосфер-
ным давлением. Образовавшиеся
продукты сгорания направляются
в теплообменник и после подо-
. грев а рабочего воздуха удаляют-
ся в атмосферу. '

Так как температура рабо-
чего воздуха после расширения
в турбине бывает довольно высо-
кой, то воздух перед входом в
компрессор пропускается через
холодильник, где он охлаждает-
ся до возможно низкой темпера-
туры. Поверхности нагревателя
рабочего воздуха и холодильни-
чка должны быть значительными.

Газотурбинная установка с
замкнутым циклом (фиг. 26) со-
стоит из турбины 1, нагревателя
воздуха (теплообменника) 2, .ре-
4, компрессора 5 и генератора

Рабочий процесс протекает следующим образом. Горячие га-
зы, получаемые в генераторе 6, поступают в нагреватель 2, омы-
вают трубки, по которым циркулирует рабочий воздух и уходят
наружу по трубе а. Воздух, сжимаемый компрессором 5, по-
дается в нагреватель 2, где, проходя по горячим трубкам, на-
гревается до заданной температуры и затем поступает в турбину.
В турбине сжатый воздух совершает работу и расширяется
до некоторого заранее установленного' давления. Отработав
в турбине, воздух, имея еще достаточно высокую температуру,
проходит по трубкам, расположенным в регенераторе 3, и от-
дает часть своего тепла потоку воздуха, идущего в топку. После
регенератора воздух поступает в холодильник 4, охлаждается
до возможно низкой температуры и поступает в компрессор 5.
Таким образом цикл замыкается.
В качестве охладителя обычно применяется вода, которая,
протекая вокруг трубок холодильника, по которым проходит
воздух, отводит от него тепло. (Вода поступает по трубке б
и выходит через трубку в.

Тепло регенератора может быть использовано также для
подогрева рабочего воздуха после компрессора.

Турбинная установка с замкнутым циклом имеет ряд
преимуществ и недостатков по сравнению с установкой с от-
крытым (разомкнутым) циклом.

К числу достоинств этой установки следует отнести:

1. Возможность работы на любых видах топлива и в том
числе на твердом, так как сгорание топлива происходит вне
циркуляционного контура. Турбины же с открытым циклом
пока могут работать только на жидком и газообразном топли-
вах, хотя в данное время интенсивно проводятся исследователь-
ские работы по применению пылевидного топлива.

(В связи с тем, что продукты сгорания при замкнутом цикле
не входят в соприкосновение с подвижными частями установки,
предотвращается загрязнение и преждевременный износ этих ча-
стей и, следовательно, повышается надежность работы уста-
новки.

Та же причина (работа на чистом воздухе) позволяет вы-
полнять регенератор с малыми проходными сечениями. При от-
крытых циклах во избежание засорения теплообменника про-
дуктами сгорания необходимы большие проходные сечения, что
увеличивает габариты регенератора.

2. Возможность получения больших мощностей в одном
агрегате или уменьшения габаритов турбины и компрессора при
одинаковых мощностях по сравнению с установками, работаю-
щими по разомкнутому циклу.

Замкнутый цикл позволяет применять более высокие давле-
ния рабочего тела на входе в турбину и на выходе из нее.
(Для к. п. д. цикла это не имеет значения, так как он зависит
не от абсолютной величины, а от отношения давлений.) В этом
цикле можно повысить как давление на входе в компрессор,
так и давление на выходе из него, а это повысит плотность
воздуха в системе и тем самым увеличит его расход, а стало
быть, и мощность при заданных проходных сечениях турбины
и компрессора. Известно, что объем воздуха обратно пропор-
ционален абсолютному давлению (чем больше давление, тем
меньше объем). Следовательно, при увеличении давления на
входе и выходе, но сохранении отношения этих давлений умень-
шение объема воздуха вызовет либо уменьшение габаритов
турбины и компрессора, либо увеличение мощности при одина-
ковых размерах с установкой, работающей по разомкнутому
циклу. Кроме того, повышение давления позволяет уменьшить
теплообменные поверхности, так как теплопередача при этом
значительно улучшается.

3 А. Е. Применко 412

33
3. Незначительные изменения к. п. д. при изменении нагруз-
ки в довольно широких пределах.

В замкнутом цикле можно сохранить величину к. п. д. при
неполной нагрузке такой же, как и при полной нагрузке, путем
уменьшения давления в системе.

К числу существенных недостатков замкнутой схемы сле-
дует отнести:

1. Необходимость развитых теплообменных поверхностей.

Для достижения практически приемлемого к. п. д. нагрева*
тель рабочего тела должен иметь большую поверхность. По-
верхность его получается соразмерной поверхности нагрева
котла в паросиловой установке. Кроме того, этот цикл требует
охлаждения рабочего тела перед входом его в компрессор при
помощи воды. Поверхность охладителя также получается боль-
шой. В результате установка получается громоздкой.

2. Неизбежные потери части воздуха при циркуляции его
в системе вследствие недостаточной плотности стыковых соеди-
нений контура.

Применение регенерации, промежуточного подогрева газа и
промежуточного охлаждения воздуха в замкнутых циклах дают
те же преимущества, что и в открытых циклах.

Ввиду сложности и громоздкости турбин с замкнутым цик-
лом применение их в авиации мало вероятно.

§ 14. Основные трудности, встречающиеся при конструировании
и постройке газовых турбин

Основные трудности, с которыми сталкивались многие изо-
бретатели в течение ряда десятилетий и которые тормозили раз-
витие газовых турбин, в частности, турбин с постоянным давле-
нием сгорания, заключались в следующем.

1. Отсутствие материалов, способных вы-
держивать большие напряжения при высокой
температуре.

На первой стадии своего развития газовые турбины работали
ненадежно, главным образом из-за больших окружных скоро-
стей и высоких температур газа. Большие окружные скорости
вызывали разрушение турбинного колеса. Эта трудность была
преодолена введением в практику ступеней скорости, ступеней
давления и многоступенчатых турбин.

Высокие температуры продуктов сгорания, с которыми со-
прикасались лопатки турбины, понижали прочность металла и
вызывали даже прогорание лопаток. Предохранение лопаток от
действия высоких температур омывавших их газов осуще-
ствлялось либо искусственным понижением температуры газа,
либо охлаждением самих лопаток и других подверженных на-
греву частей турбины.
Искусственное понижение температуры сгорания произво-
дилось тремя способами: а) впрыскиванием воды в камеру
сгорания, б) подачей в камеру сгорания избыточного воздуха
сверх количества, необходимого для полного сгорания топлива
и в) поверхностным охлаждением камеры сгорания посредством
циркуляции охлаждающей воды.

а) Впрыск воды в камеру сгорания понижает температуру
горения, так как превращение воды в пар связано с поглоще-
нием тепла. По данным проф. Маковского *, каждый килограмм
воды, впрыснутый в камеру сгорания, понижает температуру сго-
рания доменного газа примерно на 100—110° С, если сгорание
происходит при избытке воздуха, равном 1,5, и если впрыски-
вается 3—4 кг воды на 29 кг ** газовоздушной смеси. Но тепло,
затрачиваемое на испарение воды, расходуется непроизводи-
тельно (как известно, для превращения 1 кг воды в пар нужно
затратить 540 кал тепла); поэтому снижение температуры впры-
ском воды вызывает уменьшение к. ц. д. цикла.

б) Подачей воздуха в камеру сгорания сверх количества,
теоретически необходимого для полного сгорания топлива, так-
же можно понизить температуру сгорания. При двойном избыт-
ке воздуха (т. е. при отношении рабочего количества воздуха к
теоретически необходимому, равном 2) температура сгорания до-
менного газа снижается до 1137° С, а при тройном избытке
воздуха — до 914° С. В последнем случае,’следовательно, уста-
навливается температура сгорания, приемлемая для газовой
турбины.

Следует иметь в виду, что температуру лопаток нельзя ото-
ждествлять с температурой сгорания. Температура газа пони-
жается при его расширении в сопловом аппарате и поэтому тем-
пература лопаток ниже температуры газа в конце камеры сго-
рания примерно на 100—200° С. Наиболее подвержены нагреву
кромки лопаток. При известных условиях острые кромки лопа-
ток могут иметь температуру, значительно превосходящую ее
в других точках профиля.

Применение избыточного воздуха понижает температуру ра-
бочего газа, но так же, как и впрыск воды, связано с уменьше-
нием к. п. д. цикла. .

в) Охлаждение камеры сгорания циркулирующей водой, при-
мененное в турбинах постоянного объема, понижает температу-
ру продуктов сгорания, но также связано с непроизводительной
потерей значительной части тепла, уносимого охлаждающей во-
дой. Правда, часть этого тепла может быть использована для
парообразования и работы паровой турбины.

Легко видеть, что во всех рассмотренных случаях искус-
ственное снижение температуры продуктов сгорания вызывает

* Проф. В. М. Маковский. Опыт исследования турбины внутренне-
го сгорания с постоянным давлением сгорания, 1925.

** 29,07—молекулярный вес газовоздушной смеси перед сгоранием.
уменьшение к. п. д. цикла. В газовой турбине должны быть со-
хранены высокие темпераауры газа, так как газовая турбина
становится конкурентоспособной с другими тепловыми двига-
телями лишь при температуре газа на входе 550—600° С.

Охлаждение лопаток и других нагревающихся частей тур-
бины производится воздухом или водой и в обоих случаях мо-
жет быть внешним или внутренним.

При внешнем охлаждении воздухом струя его направляется
на колесо турбины или на места крепления лопаток, омывает
эти места и снимает часть тепла. Этот способ является самым
простым, но не очень эффективным, так как принудительная по-
дача воздуха в стационарных турбинах вызывает дополнитель-
ную затрату мощности, а это снижает к. п. д. В авиационных
турбинах эти затраты могут быть сведены к незначительной ве-
личине, так как для охлаждения иногда можно использовать
встречный поток воздуха в полете.

Поток холодного воздуха может быть подведен через спе-
циальные сопла, расположенные на некоторой части окруж-
ности соплового аппарата. В этом случае направляющие лопат-
ки для подвода газа располагаются не по всей длине окруж-
ности соплового венца, а на части его. Такой способ подвода
газа на часть окружности рабочего венца называется парци-
альным (частичным). Рабочие лопатки при этом будут подвер-
гаться попеременному действию горячих газов и холодного воз-
духа.

Этот способ более эффективен и не связан с большими по-
терями, так как энергия воздуха частично используется на
лопатках турбины. Однако этот метод охлаждения лопаток по-
нижает их прочность.

При внутреннем охлаждении лопатки делаются полыми. Воз-
дух поступает по каналам, высверленным в диске турбины, и,
проходя внутри лопаток, охлаждает их. Этот способ дает пре-
красные результаты, хотя, конечно, он также связан с неко-
торыми потерями, но потери эти незначительны.

Воздушное охлаждение в стационарных турбинах не приме-
нялось, если не считать экспериментальных работ. В авиацион-
ных турбинах этот способ охлаждения нашел широкое приме-
нение.

Охлаждение лопаток водой, циркулирующей во внутренних
их полостях, не вполне достигает цели, потому что не дает воз-
можности охладить острые кромки лопаток, которые наиболее
подвержены нагреву. Теплопередача от газа здесь настолько
интенсивна, что охлаждение водой центральной части профиля
не сказывается заметно на понижении температуры острой
кромки.

Кроме того, при этом способе охлаждения затруднительно
применять высокие окружные скорости, так как вода, запол-
няющая лопатки и диск, будет оказывать на них большое дав-
ление.

Из внешних способов охлаждения водою следует отметить-
экранный способ. Экран, представляющий собой двухстенную
поверхность, во внутренней полости которой циркулирует охлаж-
дающая 1вода, устанавливается у боковой поверхности диска
и тепло передается от горячего диска к холодному экрану пу-
тем излучения.

Большие успехи, достигнутые в области жаростойких мате-
риалов, допускают надежную работу лопаток в стационарных
турбинах при температуре на входе 550—650° С без их охлаж-
дения. Авиационные турбины работают при еще более высоких
температурах.

2. Низкий к. п. д. и неблагоприятные характе-
ристики компрессоров.

Роль компрессора в газотурбинной установке и его влияние
на общий к. п. д. установки очень велики.

Дело в том, что полезная мощность установки равна раз-
ности двух мощностей: мощности, развиваемой газовой турби-
ной, и мощности, затрачиваемой на привод компрессора, т. е.

^Эф=ч--Ч<>

где 1*1 Эф—эффективная мощность, снимаемая с вала турбины,
которая может быть использована для совершения
внешней работы;

ЛГТ—мощность, развиваемая газовой турбиной;

—мощность, затрачиваемая на работу компрессора.

Из приведенного равенства видно, ч'то чем меньше мощ-
ность, затрачиваемая на работу компрессора, тем больше по-
лезная мощность, и чем выше к. п. д. компрессора, тем меньше
мощность, требующаяся на его привод. •

Компрессор расходует значительную долю мощности, разви-
ваемую газовой турбиной. Так, например, одна из турбин при
испытании показала следующее: полезная мощность, отданная
генератору,— 4180 кет1; мощность, развиваемая газовой тур-
биной,— 15 660 кет и мощность, затрачиваемая на работу ком-
прессора,— 11 480 кет. Таким образом общая мощность турбины
в 3,75 раза больше полезной мощности, а на работу компрес-
сора затрачивается УЗ-Уо общей мощности.

На ранней стадии развития газовых турбин чуть ли не вся
мощность турбины затрачивалась на вращение компрессора.
В дальнейшем в турбинах с простым циклом примерно три чет-
верти мощности, развиваемой турбиной, затрачивалось на ра-
боту компрессора.

Особенно большая мощность затрачивается на центробеж-
ные компрессоры с их относительно низким к. п. д. При осевых

1 Один киловатт равен 1,3 л. с.
компрессорах, имеющих более высокий к. п. д., мощность, за-
трачиваемая на их работу, меньше, в -связи с чем общий к. п. д.
установки больше. В настоящее время в стационарных газо-
турбинных установках применяются главным образом осевые
компрессоры.

Однако осевые компрессоры имеют существенный недоста-
ток, заключающийся в неустойчивости их работы при измене-
нии нагрузки — с уменьшением нагрузки при одном и том же
числе оборотов резко падает к. п. д. компрессора. Даже не-
большое отклонение объема расходуемого воздуха от расчет-
ного вызывает резкое снижение напора и к. п. д. компрессора.
Так, в случае уменьшения объема подаваемого воздуха при-
мерно до 80% от расчетного устойчивость уже нарушается.
Устойчивая работа компрессора этого типа при уменьшении
объема воздуха может быть достигнута уменьшением числа
оборотов. Поэтому современные газотурбинные установки изго-
товляются двухвальными. При этом одна из турбин соединяется
с электрическим генератором и работает при постоянных обо-
ротах, а другая с компрессором и работает с переменным числом
оборотов в соответствии с нагрузкой. Благодаря этому к. п. д.
компрессора сохраняется на одном и том же уровне при раз-
личных нагрузках.

В центробежном компрессоре изменение к. п. д. в зависи-
мости от объемного расхода воздуха протекает более плавно;
поэтому компрессоры этого типа имеют более широкий диапа-
зон устойчивой работы, чем осевые.

Благодаря использованию в конструкции компрессоров со-
временных достижений аэродинамики проблема высокоэффек-
тивного компрессора, являющегося составной частью газотур-
бинной установки, может считаться почти решенной. К. п. д.
осевого компрессора в настоящее время доходит до 80—87%,
к. п. д. центробежного компрессора несколько ниже.

3. Низкий к. п. д. простого цикла газотурбин-
ной установки.

Развитие и промышленное применение любой машины все-
цело зависит от способности ее конкурировать с другими ти-
пами машин. Газовые турбины с простым циклом имели срав-
нительно низкий к. п. д. и поэтому стационарные установки не
могли конкурировать с другими тепловыми двигателями, напри-
мер, с паровыми турбинами, к. п. д. которых выше, чем у газо-
вых турбин с простым циклом.

Поэтому е|стественно, что при созда'нии газовой турбины,
помимо обеспечения надежной работы лопаток и высокой эф-
фективности компрессоров, усилия были направлены и на улуч-
шение работы цикла и на повышение к. п. д. газотурбинной
установки. Практическим следствием этого было введение:
а) регенерации тепла отходящих газов, б) промежуточного
охлаждения воздуха между ступенями компрессора и в) повтор-
38
ною (промежуточного) подогрева газа между ступенями тур-
бины, в результате чего к. п. д. газотурбинной установки значи-
тельно повысился.. При температуре газа на входе в турбину
650° С и при к. п. д. компрессора и турбины, равном 84—85,0/о»
к. п. д. установки достигает следующих величин:

к. п. д. в %

Для простого цикла.......................... 20

Для цикла с 75%-ной регенерацией тепла ... 26

Для цикла с промежуточным охлаждением воз-
духа и с 75%-ной регенерацией ....... 29

Для цикла с промежуточным подогревом газа,
промежуточным охлаждением воздуха и
75%-ной регенерацией....................... 32

Приведенные величины к. п. д. позволяют газотурбинным
установкам конкурировать с другими тепловыми двигателями,
в частности, с паротурбинными установками. Правда, газовая
турбина с улучшающими ее цикл агрегатами несколько теряет
основное свое преимущество по сравнению с паровой — простоту
конструкции.
ЧАСТЬ II

СТАЦИОНАРНЫЕ ТУРБИНЫ

Глава четвертая

КРАТКАЯ ИСТОРИЯ ЗАРОЖДЕНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

§ 15. Предшественники турбины

а) Первые ротационные двигатели

Ограниченные возможности мускульной силы человека с
незапамятных времен толкали его на путь использования есте-
ственных сил природы — ветра, течения рек и т. п. Так, напри-
мер, египтяне, еще за 4000 лет до нашей эры умели использо-
вать силу ветра для надувания парусов.

Использование силы ветра на суше произошло значительно
позже. Для этого потребовалось около 2000 лет, когда неиз-
вестный гениальный изобретатель построил примитивную вет-
ряную мельницу.

Большую давность имеют также водяные двигатели, при по-
мощи которых движение воды использовалось для совершения
механической работы.

Время появления первого водяного двигателя точно не уста-
новлено. Однако известно, что в 88 году до нашей эры в Малой
Азии уже имелась водяная мельница.

Известны также, так называемые римские вододействующие
колеса, применявшиеся более 2000 лет тому назад как водо-
черпательные машины для подъема воды и как водяные мель-
ницы для размола зерна.

Следует подчеркнуть, что эти ветряные и водяные двигатели
являлись первыми двигателями ротационного типа.

Ротационными двигателями называются такие двигатели, у
которых подвижные части имеют лишь вращательное движе-
ние, совершающееся в простейшем случае под действием пря-
мого давления рабочего тела на лопатки колеса (давление дви-
жущейся воды, воздуха или другого газа). Ротационный двига-
тель представляет собою наиболее простую конструкцию, до-
ступную даже в эпоху самой примитивной техники.
Фиг. 27. Механи-
ческий вертел
(1500 г.).

б) Прототипы газовых турбин

Наряду с использованием естественных сил природы выдаю-
щиеся ученые прошлого пытались использовать и другие источ-
ники для совершения механической работы, например, теплоту
водяного пара, расширение воздуха при подогреве, движение
горячих печных газов и т. п.

Способность водяного пара и подогретого воздуха при рас-
ширении совершать механическую работу впервые практически
была доказана за 120 лет до нашей эры. Однако это открытие
[в течение длительного периода времени не
{было использовано из-за низкого' уровня
;науки и техники.

; Один из построенных в то время приборов,
•^использующий способность водяного пара рас-
ширяться, так называемый «шар Герона», яв-
ляется прототипом паровой турбины- реактив-
ного действия.

Прототипами газовых турбин можно счи-
тать так называемые «дымовые машины» или
«механические вертелы», широко известные
в XVII веке.

В. этих матйинах спиралевидное колесо или
колесо с крыльями (эти колеса в дальнейшем
будем называть крыльчаткой), вращающее
вертел, приводится в движение горячими га-
зами, выходящими из очага.

Такой механический вертел, показанный
на фиг. 27, описан Леонардо да-Винчи в
1600 г.

|В| узкой части дымохода печи (борове печи) помещается
крыльчатка /, которая вращается под действием отходящих го-
рячих газов и потока воздуха. Воздух движется вследствие
разрежения, получающегося в дымоходе. Крыльчатка передает
вращательное движение вертикальному валу 2, а последний че-
рез передачу 3 и гибкую (канатную) передачу 4 вращает гори-
зонтальный вал 5.

Бьйл ли практически осуществлен этот проект, являющийся
одним из наиболее старых проектов «дымовой машины»,— све-
дений нет.

В дальнейшем описания механических вертелов, работающих
на отходящих газах камина, встречаются у многих авторов,
особенно в XVII столетии.

•В( начале XVII века были попытки использовать механиче-
ские вертелы, работающие на отходящих газах, в промышлен-
ности. Так называемое «огненное колесо» (1629 г.) предназна-
чалось для работы штамповальных вальцев (фиг. 28).
Колесо 1 помещалось в трубе 2 кузнечного горна 3. Горячие
газы, идущие из кузнечного горна по трубе, приводили в дви-
жение колесо, которое через ряд передач 4 вращало вальцы 5,
предназначенные для чеканки монет из золота, серебра и меди.

Фиг. 28. .Огненное колесо', вращающее штампо-
вальные вальцы (1629 г.).

§ 16. Первые проекты газовых турбин

Над созданием теплового двигателя в течение XVIII столе-
тия работало много видных изобретателей. Но все попытки соз-
дать двигатель, непосредственно превращающий тепловую энер-
гию в механическую, успеха не имели. Техника того времени
находилась на таком уровне, что практическое осуществление
ротационного двигателя оказалось непосильным. Развитие тех-
ники пошло по пути использования тепловой энергии водяного
пара. Был создан паровой двигатель с прямолинейным возврат-
но-поступательным движением поршня.

В 1764—1765 гг. паро-атмосферный двигатель был изобре-
тен и построен гениальным русским изобретателем И. И. Пол-
зуновым. Бессмертная заслуга Ползунова состоит в том, что он
впервые в мире применил свой двигатель для промышленных
целей, для непосредственного привода заводских агрегатов (воз-
духодувных мехов). Однако условия, существовавшие в царской
России, не способствовали развитию технических открытий, и
двигатель Ползунова не получил дальнейшего развития и рас-
пространения в промышленности.

Спустя 20 лет после изобретения И. И. Ползунова был по-
строен паровой двигатель Джемса Уатта (1784 г.), в котором
движущей силой служил водяной пар, находившийся под дав-
лением выше атмосферного.

Несмотря на успехи, достигнутые в развитии поршневого
парового двигателя, искания в области ротационных двигателей
продолжались. Идея получения непосредственного вращатель-
ного движения была слишком заманчивой и над ее осуществле-
нием продолжали работать.

Одним из многочисленных проектов тепловых ротационных
двигателей, предложенных в XVIII веке, является проект Джо-
на Барбера (1791 г.), в котором больше, чем в других проектах,
выявлены характерные особенности, присущие турбинам' внут-
реннего сгорания. ।

В1 нем представлены почти все основные элементы современ-
ных газовых турбин': компрессор для сжатия газа и компрессор
для сжатия воздуха, приводимые турбиной посредством цепей
и шестерен; камера сгорания, куда подается газ и воздух и где
происходит сгорание смеси; рабочее колесо турбины. Преду-
сматривался также впрыск водй в камеру для снижения тем-
пературы газовой струи. Газ предполагалось получать путем
перегонки сухого или жидкого топлива (дерева или нефти).
Процесс работы предполагался следующий. Определенное коли-
чество топливной смеси, состоящей из газа и воздуха, нагне-
тается в камеру сгорания и сжигается. Продукты сгорания, не-
сколько охлажденные водой, впрыскиваемой в камеру, С боль-
шой скоростью направляются на лопатки колеса турбины. По
процессу сгорания этот проект можно рассматривать как пред-
шественника турбин постоянного давления.

Проект Барбера, родственный современным газовым турби-
нам, был дан только в виде принципиальной схемы. Практиче-
ское осуществление самой турбины потребовало развития науки
и техники в течение более чем 1010 лет.

Из того огромного количества проектов ротационных тепло-
вых двигателей, которыми так богат XIX век, особенно в первой
его половине (после создания паровой машины), рассмотрим
лишь несколько проектов, представляющих интерес либо по но-
визне идей, либо по новизне конструкции отдельных деталей.

В 1184*7 г. был взят патент на машину, названную «машиной
для нагревания и сжатия воздуха».
Идея проекта состоит в следующем. Воздух сжимается вен-
тилятором и нагнетается в специальную печь, куда подается
газообразное топливо. В печи топливо смешивается с воздухом
и горючая смесь воспламеняется. Образовавшиеся продукты
сгорания с температурой, пониженной до 650° С (вследствие
избытка воздуха), в форме струи, направляются на колесо, по-
добное водяному, и приводят его во вращение.

Проект этот интересен тем, что в нем делается попытка
установить приемлемую для работы турбины температуру га-
зов, путем охлаждения продуктов сгорания избыточным возду-
хом. Способ охлаждения газов избыточным воздухом встречает-
ся и в более поздних конструкциях турбин.

Фиг. 29. Схема турбины смешанного типа (1856 г.).

В 1853 г. была обоснована необходимость применения мно-
гоступенчатых реактивных турбин для снижения больших ско-
ростей истечения пара или газа и предложена многоступенчатая
реактивная паровая турбина..

Несмотря на то, что идея многоступенчатой турбины была
высказана еще в 1840 г., более ясно она была сформулирована
в 1853 г. и использована в проекте паровой турбины. Однако
впервые практически осуществить многоступенчатую реактивную
паровую турбину удалось несколько позднее. Тогда же (1853 г.)
совершенно правильно было обращено внимание на то, что ма-
лый вес и малые габариты (а не уменьшение расхода горючего,
как это предполагали некоторые изобретатели) явятся основ-
ными преимуществами турбин.

В 1856 г. был выдан патент на смешанную турбину, пред-
назначавшуюся для работы на паро-газовой смеси. Турбина
(фиг. 29) состоит из цилиндрической камеры сгорания 1 (топ-
ки), выложенной внутри огнеупорным материалом, с входным
каналом 2 для нагнетания воздуха и с отверстием 3 для впры-
ска воды; сопла 4 для истечения паро-газовой смеси и рабочего
колеса 5. Работа турбины протекает следующим образом: сжа-
тый воздух через входной канал нагнетается в топку, куда по-
ступает и топливо. Сгорание топлива осуществляется на ко-
лосниковой решетке 6. Для понижения температуры в камеру
впрыскивается вода, которая превращается в пар. Паро-газовая
смесь с пониженной температурой поступает через сопло на ра-
бочее колесо турбины и приводит
его во вращение, а затем по спе-
циальной трубе отводится в атмо-
сферу.

Применение воды для охлажде-
ния газовой струи уже предусмат-
ривалось ранее. Здесь же вода
вспрыскивается не только для
охлаждения газов, но и для обра-
зования пара, который вместе с га-
зом служит рабочим телом для
турбины.

Оригинальная, хотя и мало-
эффективная схема турбины пре-
рывного действия показана на
фиг. 30. Она состоит из корпуса 1
с насадком 2 и камеры сгорания 4,
В корпусе расположено рабочее ко-
лесо -5,. Камера сгорания 4 имеет
клапаны 5 и 6, форсунку |7 и элек-
трическую свечу 8.

Работа турбины протекает сле-
дующим образом. В камеру сго-
рания 4 через форсунку 7 впрыски-
вается горючее. Смесь топлива с
воздухом, заключенным в камере,
воспламеняется свечой 8> При
вспышке, вследствие резкого повы-
шения давления, открывается кла-
пан 5, и часть продуктов сгорания
уходит в атмосферу; давление в
камере при этом снижается до атмосферного. Как только дав-
ление в камере сравняется с атмосферным, клапан 5 прикры-
вает выпускное отверстие. Оставшиеся в камере продукты сго-
рания быстро охлаждаются, вследствие чего давление в камере
понижается. Под влиянием разности давлений открывается
клапан 6 и воздух через насадок 2 засасывается в корпус 1
турбины. Часть этого воздуха поступает на лопатки рабочего
колеса и вращает колесо, другая же часть через клапан 6
поступает в камеру для очередной ее зарядки и при очередной
подаче порции топлива работа установки протекает в прежней
последов ател ьности.

Фиг. 30. Схема турбины
прерывного действия.
Как видим, здесь сгорание топлива и расширение продуктов
сгорания не используется непосредственно для работы турбины,
а используется только для создания разрежения в камере сго-
рания.

Это обстоятельство, а также и то, что часть воздуха, посту-
пающего через насадок 2, идет не на лопатки рабочего колеса,,
а в камеру сгорания, значительно снижает эффективность тур-
бины и делает ее нерентабельной. В связи с прерывным дей-
ствием турбины в проекте, предусмотрен маховик для уменьше-
ния неравномерности вращения.

Фиг. 31. Схема „огненной турбины' (1899 г.).

К положительной стороне рассмотренной турбины следует
отнести отсутствие компрессора, необходимого в случае напол-
нения камеры сгорания сжатым воздухом. Однако наполнение
камеры под действием вакуума достигается дорогой ценой —
потерей всего тепла от сгорания топлива. Правда, при этом
создаются удовлетворительные условия для работы лопаток,
так как рабочий воздух имеет невысокую температуру.

В 1897 г. русский инженер П. Д. Кузьминский построил па-
рогазовую турбину, которую можно считать первой из осуще-
ствленных газовых турбин. Турбина Кузьминского была ра-
диальной многоступенчатой. Недостаточное внимание со сто-
роны Морского министерства царской России и преждевремен-
ная смерть изобретателя (в 1902 г.) помешали доведению этой
работы до конца.

В 1899 г. был выдан патент на так называемую «огненную
турбину». Схема этой установки показана на фиг. 81.

Установка состоит из многоступенчатого (10 ступеней) осе-
вого компрессора /; многоступенчатой (15 ступеней) газовой
турбины реактивного типа 2, сидящей на общем валу с ком-
прессором; камеры сгорания (на схеме не показана); регене-
ратора |3 и генератора газа (на схеме не показан).
Рабочие лопатки 8 турбины и компрессора расположены на
вращающихся барабанах, а направляющие лопатки 9 закреп-
лены в неподвижном корпусе.

Турбина и компрессор связаны общим кольцевым патруб-
ком 4 который перегородкой 5 разделяется на два кольцевых
пространства: пространство 6 справа — для прохода воздуха и
7 слева — для прохода газов.

Работа установки протекает следующим образом.

Атмосферный воздух через заборный патрубок 10 засасы-
вается в компрессор, сжимается и поступает в кольцевое про-
странство 6, откуда по трубам направляется в регенератор 3,
где подогревается отходящими газами. Подогретый воздух
входит в камеру сгорания, куда также подается газ из газоге-
нератора. Образовавшиеся в камере продукты сгорания посту-
пают в кольцевой сборник 7, а оттуда на рабочие лопатки тур-
бины и приводят ротор турбины во вращение, после чего вы-
талкиваются наружу. Некоторое количество газов, отработав-
ших в турбине, направляется в регенератор, в котором отдает
часть тепла на подогрев воздуха, а затем выпускается в атмо-
сферу. Количество поступающего в регенератор газа регули-
руется заслонкой /Д

В одной Из таких опытных турбин предполагалось получить
мощность в 200 л. с. при 2000 об/мин. Однако результаты испы-
тания построенной турбины, которые были проведены только в
период между 1900 и 1904 гг., не были опубликованы и вероят-
нее всего потому, что они были неудовлетворительными.

Правда, постройка газовой турбины в то время при
сравнительно низком общем уровне машиностроительной тех-
ники и при ограниченном знании аэродинамики была задачей
чрезвычайно грудной.

В рассмотренной турбине впервые практически осуществлена
идея применения осевого компрессора и регенеративного подо-
грева воздуха.

§ 17. Работы по паровым турбинам и их влияние
на развитие газовых турбин

Развитие турбин внутреннего сгорания в большой степени
основывалось на опытах работы паровых 'турбин.

Поэтому, прежде чем перейти к рассмотрению дальнейшего
развития газовых турбин, необходимо проследить развитие па-
ровых турбин в конце XIX и в начале XX веков. Это вызывается
также и теми большими сдвигами в области науки и техники,
которые явились следствием появления паровых турбин, ока-
завшими в свою очередь большое влияние на последующее раз-
витие как паровых турбин, так и всего машиностроения в це-
лом, в том числе и газовых турбин.

Создание паровой турбины имело огромное значение для
развития турбин внутреннего сгорания, потому что основные
принципы работы паровых турбин сохраняют свое значение и
для турбин внутреннего сгорания, где вместо струи пара на рабо-
чие лопатки действует струя газообразных продуктов! сгорания..

Естественно, что замена паровой струи газовой потребовала
значительных изменений конструктивных форм турбины (сопла,
рабочих лопаток и т. д.) и, кроме того, усложнила работу тур-
бины вследствие высокой температуры продуктов сгорания.

Развитие газовых турбин стало возможным также благодаря
успехам, достигнутым в конце XIX и в начале XX столетий в
постройке поршневых двигателей внутреннего сгорания, особен-
но в отношении подбора топлива, условий его сгорания и тепло-
отдачи, подбора материалов и т. п.

В соответствии с этим наметились два направления в раз-
витии газовых турбин. По аналогии с паровыми турбинами по-
лучили развитие газовые турбины постоянного давления и по
аналогии с двигателями внутреннего сгорания — газовые тур-
бины прерывного действия (постоянного объема).

По способу использования действия пара турбины, как
известно, делятся на два основных Класса: активные и реак-
тивные.

Многие из основных вопросов турбостроения (работа пара
в расширяющемся сопле, проблема гибкого вала, диск равного
сопротивления, шаровые подшипники и т. д.) были разрешены
при конструировании первых образцов одноступенчатых актив-
ных турбин (1889 г.).

Особенно большое значение в технике получило расширяю-
щееся сопло, позволяющее понизить давление пара ниже кри-
тического и повысить скорость его движения до величины, боль-
шей скорости звука.

Однако, несмотря на то, что первые турбины с расширяющи-
мися соплами были вполне работоспособны и оказали влияние
на дальнейшее развитие турбостроения, тем не менее как са-
мостоятельные крупные двигатели они не получили широкого
распространения в промышленности.

В тот же период велись работы и по созданию реактивных
турбин.

Первая реактивная турбина была построена в 1884—1885 гг.
Турбина эта — осевая, многоступенчатая, со ступенями давле-
ния, с двойным протоком пара (пар в нее поступает в середине,
делится на два потока и идет к обоим концам турбины: такая
конструкция уравновешивает осевое давление)—имела мощ-
ность всего лишь 5 кет. В последующие годы и мощность, и
количество выпускаемых турбин из года в год непрерывно воз-
растали. С 1900 г. начинается исключительно быстрое развитие
паровой турбины и вытеснение ею паровой машины из ряда
областей промышленности.

Темп нарастания мощностей в одном агрегате был исклю-
чительно велик. Если первая турбина, построенная в 1884 г.,
48
обладала мощностью всего лишь 5 кет, то в 1-903 г. уже строи-
лись турбины мощностью в 5000 кет, а в 1916 г. — 50 000 кв7
в судном агрегате.

На развитие активных турбин оказало влияние также колесо
со ступенями скорости, предложенное в 1896 г. Турбины со1 сту-
пенями скорости начали строить в 1901 г. Впоследствии ступени
скорости стали применяться и в газовых турбинах.

Серьезное влияние на решение проблемы многоступенчатой
активной турбины оказали ступени давления, предложенные в
1897 г. инж. Кузьминским.

В тот же период шло бурное развитие и внедрение в прак-
тику двигателей внутреннего сгорания. Освоение и широкое при-
менение двигателей внутреннего сгорания и паровых турбин бы-
ло связано с соответствующим повышением уровня науки и
техники, уровня технологии производства и улучшением каче-
ства материалов.

В результате проведенных работ были достигнуты значитель-
ные успехи в деле улучшения термодинамики двигателей внут-
реннего сгорания, а в паровых турбинах — в конструировании
проточной и вращающихся частей. Но, несмотря на выгодный
термодинамический процесс (сгорание топлива, происходящее
непосредственно в цилиндре, исключает ряд потерь, неизбеж-
ных в отдельных топках паровых двигателей), конструкцию
двигателей внутреннего- сгорания с возвратно-поступательным
движением поршня, кривошипногшатунным механизмом и дру-
гими промежуточными деталями нельзя признать рациональной.
Конструкция же паровых турбин при сравнительно несовершен-
ном термодинамическом процессе имеет все преимущества, свой-
ственные машинам ротационного типа.

Однако тепловой двигатель, в котором удачно сочетались
бы и наивыгоднейший термодинамический процесс, и наивыгод-
нейшая конструктивная форма, именно — турбина внутреннего
сгорания, в то время не был создан. Поэтому работы по созда-
нию такого двигателя продолжались особенно интенсивно в са-
мом конце XIX и в начале XX веков.

Глава пятая

РАЗВИТИЕ ГАЗОВЫХ ТУРБИН В XX ВЕКЕ

§ 18. Турбины с постоянным давлением сгорания

Период конца XIX и начала XX века характерен тем, что
наряду с разработкой новых проектов газовых турбин начались
экспериментальные работы как в области исследования работы
отдельных элементов, так и по выявлению рациональных кон-
структивных форм всей турбины.

4 А, Е. Применко

49
В этот же период начались работы по практическому осу-
ществлению турбин.

Среди построенных агрегатов находились и турбины постоян-
ного давления, и турбины постоянного объема; ста'ло возмож-
ным сравнение их между собой и выбор наиболее рациональ-
ного типа.

На фиг. 32 показана схема турбины, построенной в 1905 г.
Она состояла из камеры сгорания 1, рабочего колеса 2, сопел
9 и компрессора (на схеме не показан).

Рабочий процесс в ней происходил следующим образом.
Атмосферный воздух засасывался компрессором, сжимался в
нем и через отверстие 3 под давлением до 5 ат нагнетался

Фиг. 32. Турбина постоянного давления (1905 г.).

в камеру сгорания. Топливо (керосин)’ под давлением 7 ат
впрыскивалось в камеру сгорания через форсунку 4. Горючая
смесь воспламенялась при помощи электрической свечи 5. При
сгорании смеси в камере резко повышалась температура газов,
доходя до 1500—2000°‘С.

Для снижения температуры газов во вторую половину ка-
меры сгорания В через отверстие 6 подавалась вода. Вода про-
ходила по спиральным каналам 7, расположенным по окруж-
ности камеры, и разбрызгивалась распылителями 8. Темпера-
тура1 продуктов сгорания в камере снижалась до 550° Сив тур-
бину поступала паро-газовая смесь. Эта смесь по соплам 9 с
наименьшим диаметром 10 мм направлялась на рабочее колесо
2, приводила его во вращение и затем выбрасывалась наружу Ч

Передняя половина камеры сгорания А была выложена кар-
борундом 10, изолированным от наружного кожуха слоем
измельченного асбеста 11. Вторая половина камеры сгорания В
не требовала специальной изоляции, так как охлаждалась во-
дой, подаваемой для снижения температуры газов.

Электрическая свеча 5 служила для запуска установки.
В дальнейшем смесь воспламенялась при попадании в раска-
ленную камеру.

1 В отличие от схемы, изображенной на фиг. 32, в построенной уста-
новке камеру сгорания и турбину соединяли пятиметровой трубой, в ко-
торую впрыскивалась вода для дальнейшего охлаждения газа.
При испытании полный к. п. д. турбоустановки оказался при-
мерно равным всего лишь 3*°/о. Это объясняется главным об-
разом невысокой температурой рабочего газа и низкими к. п. д.
компрессора и турбины.

Центробежный компрессор, примененный в этой установке,
состоял из 25 ступеней, размещенных в трех корпусах. К. п. д.
этого компрессора составлял 60—65!%, что по тому времени
было максимально достижимой цифрой. Мощность, потребляе-
мая компрессором, составляла около 400 л. с. В' то'же время
турбина, состоявшая из двух ступеней скорости, развивала
мощность лишь около 480 л. с., так как к. п. д. турбины, не-
видимому, не превышал'60—65%.

Таким образом турбина еле покрывала работу собственного
компрессора, и полезная мощность установки составляла всего
только 83 л. с.

В) камере сгорания этой турбины не было никаких клапанов
и подача горючей смеси производилась непрерывно. Во время
работы в камере сгорания устанавливалось постоянное давле-
ние. Следовательно, эту турбину надо отнести к типу турбин
с постоянным давлением сгорания.

0 результате испытаний турбины были получены следующие
данные:

Число оборотов............................ 4250 об/мин.

Окружная скорость лопаток колеса.......... 212 м/сек

Температура перед соплами ......... 550°С

Температура на выходе из турбины.......... 420°С

Скорость истечения газов из сопла ........ 825 м/сек

Давление в камере сгорания................ 4 ат

Полезная мощность.........................83 л. с.

Расход керосина в час..................... 178 кг/час

Расход керосина на 1 л, с. в час.......... 2,14

кг/л. с. час

Полный к. п.д. установки . . . /.......... 3%

Несмотря на ничтожный эффект использования тепла и на
трудности, стоявшие на пути создания турбин этого типа, опыт-
ные работы над ними продолжались.

Значительно большие успехи были достигнуты в работах над
турбинами с постоянным объемом сгорания.

§ 19. Турбины с постоянным объемом сгорания

Опытная турбина с постоянным объемом сгорания была по-
строена русским инженером Караводиным в 1908 году. Она
работала без предварительного сжатия рабочей смеси. Засасы-
вание смеси осуществлялось созданием вакуума в камере сго-
рания.
Турбина (фиг. 33) состояла из четырех открытых чугунных
камер сгорания 1 с диффузорами 2, четырех отдельных для
каждой камеры расширяющихся сопел 3 и рабочего колеса 4.

Камера сгорания в нижней своей части была снабжена вса-
сывающим клапаном 5, изготовленным из листовой стали. Кла-
пан удерживался витой пружиной 6 с определенным натяже-
нием, вследствие чего клапан работал автоматически. Камера
была окружена рубашкой 7, в которой циркулировала охлаж-
дающая жидкость, и снабжена электрической свечой 5 для вос-
пламенения горючей смеси. *

Работа турбины происходила следующим образом.

Фиг. 33. Опытная турбина
постоянного объема

(1908 г.).

Вследствие инерции вытекающего
из сопла газа (сопла были изготовле-
ны значительной длины, для того что-
бы получить достаточную силу инер-
ции газовой струи) и сокращения
объема остающихся в камере газов,
из-за их охлаждения, в камере сгора-
ния после вспышки создавалось раз-
режение. Под действием атмосферного
давления всасывающий клапан 5 пре-
одолевал натяжение пружины, подни-
мался кверху и открывал отверстия
для прохода рабочей смеси в камеру.
Воздух поступал через отверстие 9, а
топливо через отверстие 10. Топливо

распылялось, смешивалось с воздухом
и готовая рабочая смесь в виде паров
бензина и воздуха поступала в камеру
сгорания и воспламенялась от электри-
ческой свечи 8. При воспламенении

смеси давление в камере повышалось и всасывающий клапан

закрывал впускные отверстия, тем самым прекращая доступ
рабочей смеси в камеру. Продукты сгорания через сопло 3 по-
ступали на лопатки рабочего колеса 4. Далее цикл повторялся
снова в той же последовательности.

Как показали опыты, весь цикл (всасывание, сгорание и
расширение) длился всего около 0,03 сек. При нормальной ра-
боте турбины происходило 30—40 таких циклов в секунду.
Истечение продуктов сгорания из сопла шло отдельными бы-
стро чередующимися один за другим толчками (турбина
.пульсировала), которые вследствие инерции газов образовывали
как бы непрерывную струю газов.

Таким образом турбина работала без компрессора. Размеры
ее были очень малы (объем камеры сгорания — около 200 см3).

Во избежание перегрева вахней неохлаждаемой части ка-
меры и сопла подача топлива и зажигание периодически выклю-
чались и установка продувалась холодным воздухом, поступав-
шим через отверстие 9.

При воспламенении смеси давление в камере, из-за отсут-
ствия предварительного сжатия воздуха, повышалось незначи-
тельно и не превышало 1,3—1,4 ат. Разрежение доходило до
0,9 ат. Следует отметить, что выпускное отверстие во все время
работы турбины оставалось открытым, в связи с чем сгорание
топлива происходило не только при переменном давлении, но
и при переменном объеме, т. е. процесс сгорания происходил
при условиях, средних между сгоранием при постоянном дав-
лении, и при постоянном объеме. Все же эти условия более
приближались к условиям сгорания при постоянном объеме.

При испытании турбина развивала незначительную полезную
мощность, равную 1,6 л. с. Расход горючего (бензина) в час
составлял 4,7 кг. Этому соответствует к. п. д. всего лишь около-
2,5'%. Таким образом турбина потребляла примерно на одну
треть больше топлива, чем газовый поршневой двигатель, по-
строенный 'В 1860 году, работавший также без предварительного-
сжатия смеси и имевший к. п. д. 3—4!%. Указанный к. п. д. тур-
бины при некоторых конструктивных улучшениях мог бы быть
повышен, в. частности, при более выгодном соотношении между
средней скоростью истечения газов из сопла и окружной ско-
ростью рабочего колеса. Окружная скорость диска у опытной
модели была незначительной и составляла всего 78,5 м/сек. Да-
лее можно было повысить к. п. д. самой турбины, который в.
опытном образце был весьма низок и равен 30%.

Однако, как показали исследования, проведенные позднее,
в турбоустановке, работающей без предварительного сжатия
воздуха, высокий к. п. д. получить нельзя.

Диаметр рабочего колеса турбины был равен 150 мм, обо-
роты доходили до 10 000 об/мин. По- своему термодинамическо-
му циклу турбина не представляет особого интереса, но при
рассмотрении истории развития турбин она заслуживает вни-
мания как турбина, работавшая без предварительного сжатия.
Достоинство ее — исключительная простота конструкции. Раз-
витие ее, так же как и предыдущей турбины, остановилось на
первых ступенях опыта.

Лучшие результаты были получены в турбинах с постоян-
ным объемом сгорания и с предварительным сжатием рабочей
смеси. В этих турбинах прерывного действия применена про-
дувка камер сгорания холодным воздухом, а в последних об-
разцах и водяное охлаждение камер. Тепло отходящих газов
использовано для образования пара, служащего рабочим телом
для турбины, приводящей компрессор.

К работам по таким < газовым турбинам приступили в
1903—1904 гг.

Схема турбоустановки по проекту, относящемуся примерно
к 1920 г., показана на фиг. 34.
Установка состоит из следующих агрегатов и деталей: ком-
прессора 1, паровой турбины 2, трубопроводов камеры сго-
рания 4, соплового клапана 5, направляющего аппарата 6, ра-
бочего колеса 7 с лопатками, парообразователя 8, выхлопной
трубы клапана для впуска воздуха 10, топливного насоса 11,
клапана для впрыска топлива 12, конденсатора 13 и водяного
питательного насоса 14. Колесо газовой турбины и топливный
насос посажены на общий вал 15, а компрессор и паровая тур-
бина — на вал 16.

Ю 12 Ь П 5 6 7

Фиг, 34. Схема турбины постоянного объема (1920 г.).

Работает установка следующим образом.

Воздух, сжатый в компрессоре 1, по трубопроводу 3 и че-
рез управляемый клапан 10 подается в камеру сгорания 4.
Одновременно насосом 11 через клапан 12 в камеру впрыски-
вается топливо и горючая смесь воспламеняется от электриче-
ской свечи. В момент вспышки клапаны 5, 10 и 12 закрыты,
поэтому сгорание смеси происходит при постоянном объеме.

* В результате сгорания смеси давление в камере повышается,
благодаря чему открывается сопловой клапан 5, через который
продукты сгорания устремляются в турбину. Струя газов про-
ходит по направляющему (сопловому) аппарату 6, поступает
на лопатки рабочего колеса 7 и вращает его. Отработавшие га-
зы направляются в парообразователь 8, в котором отдают часть
своего- тепла, генерируя водяной пар, и затем через выхлопную
трубу 9 выходят наружу.

Компрессор 1 приводится в действие паровой турбиной 2,
которая питается паром, поступающим из парообразователя 8.
Из турбины пар поступает в конденсатор 13, откуда образовав-
шийся конденсат насосом 14 подается обратно в парообразо-
ватель 8. ।
После выхода газов из камеры сгорания производится про-
дувка и очистка ее холодным воздухом. Охлаждающий воздух
проходит также по направляющему аппарату и лопаткам тур-
бины. После продувки сопловой клапан 5 закрывается, в камеру
поступает новая порция топливной смеси и процесс снова повто-
ряется.

Для обеспечения равномерной подачи газа на рабочее колесо
турбины строились с несколькими камерами сгорания (6—10),
расположенными вокруг вертикального или горизонтального ва-
ла турбины. Наличие Цескольких камер сгорания облегчало
также решение вопроса охлаждения, так как позволяло чере-
довать между ними рабочий процесс и продувку. Вращающиеся
лопатки рабочего колеса перед 'Соплами поочередно подверга-
лись действию горячих газов и холодною продувочного воздуха.

Давление воздуха в компрессоре пос|тепен:но повышалось
с 2 до 6 ат, в связи с чем повышалось и максимальное давление
в камере от 10 до 17,5 ат. Топливо распылялось сжатым воз-
духом под давлением 6,5 ат. Давление воздуха при продувке
было- равно 1,23 ат. Общий к. п. д. в последнем образце был
доведен до 17,2,9/о- Турбина работала устойчиво на всех видах
применявшегося топлива.

Клапаны 10 и 12 открывались, а клапан 5 закрывался при
помощи распределительною золотника, допускавшего регули-
ровку по оборотам. Управление клапанами применялось гидрав-
лическое (масляное), от центральной распределительной короб-
ки с вращающимся золотником, связанным с валом турбины.

Продолжительность отдельных этапов цикла такова: за-
рядка свежей смесью примерно 0,5 сек.; время сюрания и рас-
ширения— 0,2 сек.; продувка сжатым воздухом — 0,7 сек. Та-
ким образом общая продолжительность цикла составляла около
1,5 сек. Следовательно, число циклов в минуту в каждой камере
составляло 40, а при шести камерах — 240. Увеличению коли-
чества циклов придавалось большое значение, так как оно свя-
зано с экономичностью процесса.

Не лишним будет проследить, какие предпринимались попыт-
ки по преодолению ряда затруднений, обычно возникавших при
выполнении турбин внутреннего сюрания. Эти трудности, как
известно, заключаются в высокой температуре газов, большой
мощности, затрачиваемой на компрессор, в трудности регулиро-
вания числа оборотов, большой потере тепла с отходящими га-
зами, переменной скорости истечения газов (в турбинах посто-
янного объема).

Для преодоления трудностей, связанных с высокой темпера-
турой газов, в турбине применялось чередование процессов сго-
рания, продувки и зарядки свежей смесью, поэтому высокая тем-
пература возникала, как и »в поршневых двигателях внутреннего
сгорания, лишь на короткое время. Большую же часть времени
камера находилась в соприкосновении с холодным продувочным
воздухом или свежей смесью, причем продувочный воздух
охлаждал как камеру сгорания, так и лопатки. Благодаря такой
периодичности процессов температура газов оказывалась впол-
не приемлемой.

Этому обстоятельству способствовало также охлаждение ка-
меры водой, введенное в последних конструкциях турбин. Цир-
кулировавшая вокруг камеры сгорания вода уносила значитель-
ное количество тепла.

Для снижения мощности, затрачиваемой на сжатие воздуха,
в турбинах с постоянным объемом сгорания применялись низ-
кие степени сжатия. Сообщалось, что расход энергии на ра-
боту сжатия в этих турбинах не превышал 15ю/о полезной ра-
боты, однако это вряд ли соответствовало действительности.

Регулирование числа оборотов турбины, т. е. поддержание
постоянного числа оборотов при изменении нагрузки, произво-
дилось двумя способами. Первый из них заключался в измене-
нии количества газа (или жидкого топлива), подаваемого в ка-
меру сгорания, вследствие чего смесь становилась беднее или
богаче топливом, а от этого изменялись температура и давление
вспышки. При втором способе изменялось число вспышек в еди-
ницу времени (число рабочих циклов) путем выключения за-
жигания или выключения части камер.

Для уменьшения потерь тепла с отходящими газами послед-
ние подводились к паровому котлу, где и отдавали часть своего
тепла на нагревание воды. Образовавшийся пар шел на питание
паровой турбины, вращавшей центробежный компрессор. Таким
образом компенсировалась работа, тратившаяся на предвари-
тельное сжатие смеси.

Соотношение между переменной скоростью истечения газов
и постоянной окружной скоростью диска выбиралось в соответ-
ствии с некоторой цредней скоростью истечения газов. Это, ко-
нечно, не решало полностью вопроса, так как турбина рабо-
тала с переменным к. п. д. в течение каждого цикла.

Рассмотренная схема турбины за время с 1905 по 1927 год
не претерпела значительных изменений. Как первые опытные
образцы, так и турбина, испытанная в 1923 году, были по-
дстроены по одной и той же схеме. Исключение составляло
лишь то, что последние турбины строились с горизонтальным
валом и с водяным охлаждением камеры сгорания, тогда как
первые были вертикального типа и не имели водяного охлаж-
дения.

Всего по этой схеме за указанный период построено пять
турбин.

Экспериментальная турбина без предварительного сжатия
воздуха, мощностью 50 л. с, при 3000 об/мин. была построена
в 1905—1908 гг. Турбина имела шесть камер по окружности
емкостью 50 л каждая. Турбина испытывалась в 1908—1909 гг.
Результаты испытаний не оправдали ожиданий — турбина ока-
залась неэкономичной.

Вторая турбина мощностью 1000 л. С.. при 3000 об/мин. была
построена в 1909—1910 гг. с учетом опыта испытаний первой
экспериментальной турбины. Турбина имела уже десять камер
по окружности емкостью 200 л каждая. Воздух в камеру сго-
рания подавался с предварительным сжатием. Сжатие воздуха
было небольшое — всего 0,5 ат, причем давление вспышки до-
ходило до 5—6 1ят. Испытания, проведенные в 1911—1913 гг.,

Фиг. 35. Общий вид турбины с вертикальным валом
(1909—1910 гг.).

показали,, что и эта турбина работает неэкономично. Вместо
ожидаемой мощности 1000 л. с. в действительности было полу-
чено всего‘лишь 150—200 л. с.

Общий вид этой турбины показан на фиг. 35.

Третья турбина мощностью 700 кет при 3000 об/мин., с де-
сятью камерами по окружности, емкостью 230 л каждая, была
построена в 1914 г. Предварительное сжатие воздуха по срав-
нению с предыдущей турбиной было повышено до 2—3,3 ат,
в соответствии с чем и давление вспышки повысилось до 12—
14 ат.

Эта турбина проходила испытания только в 1920—1923 гг.
и вместо расчетных 700 кет дала только 540 кет. Повидимому,
были ошибки в расчетах. Термический коэффициент полезного
действия турбины составлял 14,6%.

Все три турбины состояли из колеса с двумя ступенями
скорости и имели вертикальный вал; при этом турбина рас-
полагалась внизу, а электрический генератор наверху.
Четвертая турбина, мощностью в 300 кет при 3000 об/мин.,
с шестью камерами сгорания, емкостью 150 л каждая, с гори-
зонтальным валом, была построена в 1918 г. Турбина эта
является единственной из ранее построенных, работавшей на
жидком горючем. В остальных турбинах топливом служил газ.
При испытаниях, проведенных в 1919 году, турбина работала на
керосине, бензине, бензоле, газовом масле и каменноугольном
дегте и имела ряд положительных показателей, но термический
к. п. д. ее не превышал 14,2%, т. е. был ниже даже величи-
ны к. п.д. хороших паровых машин (18%).

Фиг.' 36. Продольный разрез турбины мощностью 5000 кет {1920 г.).

Пятая турбина, мощностью в 5000 кет при 1000 об/мин., с во-
семью камерами емкостью 1 м3 каждая и с горизонтальным
валом, была построена в 1920 г. Сведений о ее работе нет.

На фиг. 36 эта турбина показана в разрезе по одной из
камер. На фигуре видны впускные клапаны /, сопловой кла-
пан 2, сопло 3, внутренность камеры сгорания 4 и другие части
установки.

Полученный при испытаниях к. п. д. рассмотренных газовых
турбин следует признать довольно скромным по сравнению с
к. п. д. других тепловых двигателей, но для совершенно нового
двигателя на первое время его можно считать удовлетвори*
тельным.

Несмотря на невысокую экономичность, а также на то, что
ни одна из построенных турбин не была использована для по-
стоянной работы, результаты их испытания привлекли всеоб-
щее внимание и положили начало созданию научной теории
газовых турбин.

В позднейших опытах удалось повысить к. п. д. этих тур-
бин и довести его до 17,21%. Это открывало уже известные
перспективы и для промышленного применения турбин.
Имелись сведения, что летом 1927 г. в результате исследо-
вательских работ на опытной установке турбины, работавшей
на нефти, был якобы достигнут к. п. д. около 23,0/о.

Таким образом опытные работы показали возможность и
целесообразность постройки турбин постоянного объема, рабо-
тающих на жидком и газообразном топливе. Турбина по суще-
ству была доведена до состояния, почти годного для практиче-
ского использования ее в промышленности.

Однако ряд технических трудностей в то время не был пол-
ностью преодолен и опыты были приостановлены.

§ 20. Турбокомпрессоры

Одним из направлений в развитии газовых, турбин и важ-
ным достижением техники следует считать создание турбоком-
прессоров, работающих на отходящих газах поршневых двига-
телей. Турбокомпрессором называется агрегат, состоящий из
воздушного компрессора и приводящей его в действие тур-
бины, работающей на выхлопных газах мотора. Агрегат пред-
назначен для подачи в цилиндр двигателя сжатого воздуха. Та-
кая подзарядка двигателя воздухом, называемая в авиацион-
ной технике «наддувом», особенно нужна для сохранения
мощности авиационного двигателя на высоте. С поднятием на
высоту, как известно, плотность воздуха уменьшается, в связи
с чем при засасывании разреженного воздуха ухудшается на-
полнение двигателя и его мощность падает.

Турбокомпрессор для наддува -авиационных двигателей был
предложен в 1914 году. Конструктивные схемы турбокомпрес-
соров будут рассмотрены ниже.

Кроме использования в авиационных двигателях, турбокомпрес-
соры применяются для наддува стационарных дизелей, в водном
транспорте, а также для наддува паровых котлов. В последнем
случае турбина работает на отходящих из котла газах.

§ 21. Дальнейшее развитие турбин с постоянным
давлением сгорания

Несмотря на весьма скромные результаты, полученные при
испытании первых турбин с постоянным давлением сгорания, и
обнадеживающие результаты, полученные по турбинам с постоян-
ным объемом сгорания, работы по турбинам первого типа не
прекращались.

Вопреки мнению большинства западных ученых и инженеров
(Стодола, Шюле, Хольцварт), пропагандировавших турбины с
постоянным объемом сгорания, наш соотечественник инж. Г. И. Зо-
тиков первый доказал целесообразность и выгодность примене-
ния турбин с постоянным давлением сгорания.

Работы Г. И. Зотикова, а в дальнейшем и других ученых и
конструкторов показали, что газотурбинная установка с постоян-
ным давлением может работать с таким же примерно к. п.д.,
как и установка с постоянным объемом сгорания. При этом пер-
вая установка отличается большей простотой и надежностью
в эксплоатации.

Обязательной, однако, является работа с достаточно высо-
кой температурой газа, что вынуждает в ряде случаев приме-
нять охлаждение деталей турбины.

С 1922 г. начали выпускать турбокомпрессоры для повыше-
ния литровой мощности сгационарных и судовых дизелей. При-
менение системы газовой турбины и компрессора для наддува
дизелей воздухом повысило их мощность на 30—5О*°/о.

Система эта заключается в том, что отходящие газы дизеля
используются для приведения в действие газовой турбины, ко-
торая вращает сидящий с ней на одном валу центробежный
компрессор. Этот компрессор сжимает наружный воздух до
давления около 1,4 ат и подает его в цилиндры дизеля. Одно-
ступенчатая газовая турбина работает при 4000—5500 об/мин.
Температура газа на входе в турбину составляет 500—600° С.

По существу это тот же турбокомпрессор, применяемый в
авиации для сохранения мощности двигателя на высоте, но при-
способленный к работе дизелей в земных условиях.

Накопив достаточный опыт по постройке центробежных ком-
прессоров, конструкторы перешли на постройку многоступенча-
тых осевых компрессоров для газовых турбин.

В 1933 году была построена газотурбинная установка с осе-
вым компрессором для наддува парового котла. В этой уста-
новке воздух сжимается осевым компрессором до давления
примерно 2,8 ат и подается в топку, работающую на нефти.
Компрессор приводится в движение турбиной, работающей на
отходящих газах котла. Газы поступают в турбину при давле-
нии 2—2,5 ат и. температуре 450—550° С. Расширение газов
в турбине производится до атмосферного давления. Горение в
топке котла происходит под давлением, которое создается ком-
прессором. Часть этого давления используется для поддержания
высокой скорости газов в дымоходах котла (до 250 м/сек вместо
10—30 м/сек, применяемой в обычных котлах), а остальная часть
напора используется для работы газовой турбины. В результате
в котлах этой системы повышается теплопередача и уменьшается
поверхность нагрева (снижаются габариты и вес).

Агрегат наддува котлов состоит из 4—5-ступенчатой реактив-
ной турбины и 10—‘12-ступенчатого осевого компрессора.

Далее была спроектирована и построена газотурбинная ком-
прессорная установка для сталелитейного завода с производи-
тельностью компрессора 229 000 м3/час при давлении 2,04 кг/см2.
Эта установка работала при 9000 об/мин. и имела к. п. д., рав-
ный 18!%.

В предвоенные годы газотурбинные установки получили ши-
рокое распространение в нефтеперегонной промышленности, где
60
они применялись при выработке высококачественного авиацион-
ного бензина по методу каталитического крекинг-процесса. По
этому способу нефтяные пары пропускаются через неподвижный
слой катализатора, в результате чего и происходит выделение
бензина.

Воздух, выходящий из компрессора, подается в специальные
камеры (реакторы) и используется в ходе процесса для выжи-
гания отложений углерода из катализатора, а получающиеся в
результате сжигания кокса в реакторах газы с высокой темпе-
ратурой направляются в турбину, которая приводит в действие
компрессор. Эти установки не нуждаются в камере сгорания,
так как горячие газы получаются в процессе выработки бензина.

При крекинг-процессе мощность, развиваемая газовой турби-
ной, может быть больше мощности, потребляемой компрессо-
ром, и избыток ее с успехом используется для привода гене-
ратора.

В качестве примера можно указать на газотурбинную уста-
новку, построенную в 1936 г. Внешний вид этой установки со
снятой крышкой показан на фиг. 37. Турбина 1 — многосту-
пенчатая, реактивного тип©, посажена на один вал с много-
ступенчатым осевым компрессором 2. Мощность этой установки
5300 кет, из которых 4400 кет затрачивается на компрессор, а
900 кет превращается в электроэнергию. Установка уже не-
сколько лет работает удовлетворительно.

Фиг. 37. Общий вид многоступенчатой газотурбинной установки
со снятой верхней крышкой корпуса. Полезная мощность 900 кет
(1936 г.).

- Все описанные выше турбины являются вспомогательными
агрегатами, работающими на отходящих газах невысокой тем-
пературы.
Накопленный опыт позволил строить газотурбинные установ-
ки не только вспомогательного, но и самостоятельного значения.
Первая газовая турбина, предназначенная для выработки элек-
троэнергии, была построена в 1939 г.

Эта турбина работает при простейшем цикле постоянного
давления. Мощность ее при 3000 об/мин равна 15 660 кет, при-
чем 11 480 кет расходуется на компрессор; полезная мощ-
ность, используемая для выработки электроэнергии, составляет
4180 кет.

Испытания этой установки показали, что при температуре на
входе в турбину 550° С и сжатии воздуха до 4,4 ат к. п. д. уста-
новки равен 18'°/о при довольно высоких внутренних к. п. д. тур-
бины (7^= 0,88) и компрессора (т]к=0,84).

Схема установки показана на фиг. 38.

Установка состоит из многоступенчатого компрессора 1 осе-
вого типа, многоступенчатой турбины 2, камеры сгорания' 3 и
топливного насоса 4, приводимого отдельным мотором 5.

Воздух засасывается через патрубок 6, сжимается в ком-
прессоре 1 и по трубе 7 подается в камеру сгорания 3. Одно-
временно в камеру по трубе 8 через форсунку 9 впрыскивается
топливо (нефть). Образовавшиеся газы по трубе 10 направля-
ются на лопатки турбины 2. Вал компрессора и вал турбины
соединяются муфтой 11. Отработавшие в турбине газы выходят
наружу через выхлопную трубу 1\2. Подаваемый компрессором
воздух не весь идет на сгорание. К форсунке подается только
часть воздуха, которая необходима для полного сгорания топли-
ва. Остальная часть воздуха проходит по кольцевому каналу 13
и, омывая стенки камеры, охлаждает их; далее воздух смеши-
вается с газами, выходящими из камеры, и охлаждает их до
приемлемой температуры. Таким образом на лопатки турбины
газг поступает с невысокой температурой (550° С).

'Полезная мощность, развиваемая турбиной, передается элек-
трогенератору /4.

Помимо этого, в 193-9 году был построен локомотив с газовой
турбиной (турболокомотив) мощностью 2000 л. с. с электриче-
ской передачей мощности на ведущие колеса. Общая мощность,,
развиваемая турбиной, 8000 'л. г., из них 6000 л. с. поглощает
компрессор.

Турбина работает при температуре газа на входе 600° С и
давлении 3,5 ат. Удельный расход топлива 0,37 кг!л. с. час.
Эффективный к. п.д. установки 15—16,0/о, что следует считать
значительной величиной по сравнению с к. п. д. паравозов, у ко-

Фиг. 39. Общий вид газотурбинной установки постоянного
давления (1939 г.).

торых величина к. п.д. колеблется в пределах 6—10%. Однако,
турболокомогив уступает локомотиву с дизелями, к. и. д. кото-
рых равен примерно 25’%.

В газотурбинной установке локомотива применена регенера-
ция тепла. Однако эффективный к. п. д. не повысился по срав-
нению со стационарной установкой без регенератора, так как
степень регенерации выбрана небольшой, и экономия от реге-
нерации, повидимому, не компенсирует повышенных потерь
давления в газовоздушном тракте установки.

> Представляет интерес газотурбинная установка с постоянным
давлением сгорания, мощностью 100 л. с., спроектированная
в 1939 году.
Общий вид установки показан на фиг. 39.

Она состоит из камеры сгорания, осевого десятиступенчатого
компрессора, семиступенчатой реактивной турбины, регенерато-
ра, насосов для подачи топлива и смазки и других вспомога-
тельных устройств.

При испытании турбина развивала мощность 98,5 л. с. при
16 400 об/мин. Эффективный к. п. д. установки составлял 21,2%
при расходе топлива (газойль) 28 кг/час.

Температура газа на входе в турбину была 475° С. Воздух
засасывался в компрессор при температуре 2—5° С, сжимался
до давления 2,2 да и по пути в камеру сгорания подогревался
в регенераторе.

Глава шестая

СОВРЕМЕННЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ

§ 22. Газотурбинные установки с замкнутым циклом

Достижения последних лет в области металлургии, аэроди-
намики и газодинамики позволили повысить температуру газов
на входе в турбину, существенно увеличить к. п. д. компрессо-
ров и турбин и сделали возможным создание теплообменных
аппаратов, обладающих хорошим коэффициентом теплопередачи

при малом сопротивлении протоку

Фиг. 40. Схема газотурбинной уста-
новки с замкнутым циклом.

газов.

Современные газотурбин-
ные установки строятся как
с замкнутым, так и с от-
крытым циклом, но исклю-
чительно при постоянном
давлении сгорания. Простей-
шая схема газотурбинной
установки с замкнутым цик-
лом показана на фиг. 40.
Она состоит из турбины 1,
компрессора 2, воздухона-
гревателя 6 с топкой (для
подогрева рабочего воз-
духа), экономайзера 13 для

подогрева воздуха, поступающего в камеру сгорания воздухо-
нагревателя, охладителя 4 и регенератора 5.

Рабочим телом является воздух, хотя принципиально воз-

можно применение и другого газа.

Воздух сжимается компрессором 2, проходит через воздухо-
нагреватель 6, где нагревается до расчетной температуры, после
чего поступает в турбину 1 и расширяется в ней до некоторого
давления. Отсюда горячий воздух проходит через регенератор 5,
несколько охлаждается в нем и затем направляется в охлади-
тель 4, в котором охлаждается до той температуры, с которой
начался цикл (при входе в компрессор). Из охладителя воздух
засасывается в компрессор и цикл повторяется. Рабочий воздух
после подогрева в регенераторе 5 нагревается до расчетной тем-
пературы за счет внешнего источника тепла, получающегося при
сгорании топлива в топке воздухонагревателя. Тепло воздуху
передается через металлическую поверхность нагревателя.

В топку Воздух поступает по трубе 10, а топливо по трубе 7.
Продукты сгорания нагревают рабочий воздух, а затем в эко-
номайзере 3 подогревают воздух, поступающий в топку, после
чего выходят в атмосферу через трубу 11. Запуск турбины про-
изводится мотором 8. Мощность турбины передается электро-
генератору 9.

После нескольких лет исследовательской работы, в 1939 году,
была построена первая опытная мощная установка, работаю-
щая по этой схеме на нефти.

Установка выглядит значительно сложнее показанной на схе-
ме. Помимо регенерации, в ней применено двухкратное проме-
жуточное охлаждение воздуха. Компрессорная группа состоит
из трех последовательно включенных осевых компрессоров с
общим приводом и двух промежуточных охладителей воздуха,
с помощью которых поддерживается одинаковая температура
воздуха (20° С) на входе в компрессоры.

Установка состоит из двух турбин: высокого и низкого дав-
ления. Первая из них работает на компрессор и при 8000 об/мин.
развивает мощность, равную примерно 6О°/о общей мощности
всей установки. (Вторая турбина непосредственно соединена с
электрическим генератором и при 3000 об/мин. развивает по-
лезную мощность 2000 кет.

Рабочий воздух из компрессора при давлении 24 ат на-
правляется в регенератор, где температура его повышается с
65 до 365°'С. При прохождении воздуха через нагреватель тем-
пература его повышается до 650—700°. С этой температурой
воздух подходит к турбине, где последовательно расширяется
сначала в турбине высокого, а затем низкого давления.

Давление воздуха на выходе из турбины низкого давления
перед регенератором около 6,5 ат и температура примерно 400° С.
Из регенератора воздух выходит с температурой 100° С, а по
выходе из охладителя его температура понижается до 20° С.
Охлажденный воздух вновь поступает в первую ступень ком-
прессора и цикл повторяется.

Первые испытания этой установки проведены в 1941 году.
Результаты их не были опубликованы. Официальные испытания
были проведены в декабре 1944 года и опубликованы в 1945 году.

Основные данные этих испытаний при частичной и полной
нагрузках даны в табл. Г.

5 А. Е. Применко

65
Таблица 1

Нагрузка в процентах от полной 20 50 75 100
Эффективный к. п. д. с учетом привода агрегатов, % 24,4 29х5 30,5 31,6
Температура воздуха на входе в турбину высокого давления, °С 697,0 692,0 691,0 686,0
Давление воздуха на входе в турбину высокого давления, ат 5,9 11,78 18,7 24,3
Общая степень расширения в обеих турбинах 3,57 3,56 3,56 3,57

Из приведенных данных видно, что к. п. д. на муфте с уче-
том затраты мощности на вспомогательные устройства дости-
гает 31,6®/©. При половинной нагрузке он- падает всего лишь
на 2%. Таким образом полный к. п. д. установки достиг уровня
современных мощных паротурбинных установок.

Однако наличие больших теплообменных поверхностей и по-
требность в охлаждающей воде для понижения температуры воз-

духа перед входом в компрессор сводят на-нет одно из основ-
ных ценных качеств газотурбинных установок — простоту кон-
струкции— и делают установку сложной и громоздкой.

Несмотря на это, имеются сведения о разработке установок

этого типа для морских судов-.

По этой же схеме построена наиболее мощная стационарная
газотурбинная установка, работающая воздухом. Мощность этой
установки 25 ООО ‘кет. Она со-

Фиг. 41. Схема газотурбинной
установки с замкнутым циклом.

стоит из турбины высокого
давления, приводящей ком-
прессор высокого давления, ‘и
турбины низкого давления,.
приводящей компрессор низ-
кого давления и генератор.
Турбина высокого давления
состоит из семи реактивных
(ступеней, а турбина низкого
давления — из десяти.

В 'установке применено

промежуточное охлаждение
воздуха при сжатии в компрессоре, промежуточный подогрев
воздуха при расширении в турбине и регенерация.

Установка работает при температуре перед турбиной 650° С,
начальном давлении воздуха перед компрессором 6 ат и степе-
ни сжатия 10; к. п. д. установки предполагается равным 35—37%.
Несколько иная и по принципу действия, и по конструктив-
ному оформлению схема турбины замкнутого цикла показана на
фиг. 41 (обозначения те же, что и в схеме фиг, 40). Здесь ка-
мера сгорания 6 питается воздухом как из циркуляционного
контура (от компрессора 2), так и от вспомогательного ком-
прессора 3. Продукты сгорания поступают большей своей
частью в главную турбину Л и частично во вспомогательную
турбину 12, приводящую компрессор 3. Рабочим телом здесь
является газо-воздушная смесь, подогреваемая не через стенки
теплообменника, а непосредственным сгоранием топлива в этой
смеси.

Для поддержания нормального процесса горения и в связи
с отводом части газо-воздушной смеси в турбину 12 в циркуля-
ционный контур постоянно вдувается добавочное количество
воздуха. Этот воздух, как было указано, подается вспомога-
тельным компрессором 3.

Таким образом большая часть рабочей смеси циркулирует
в замкнутом контуре, но из него часть газа отводится в турби-
ну 12 и замещается воздухом из компрессора 3.

В этой установке отпадает необходимость в газонагревателе
с большой поверхностью, который необходим в замкнутом цик-
ле по типу фиг. 40, но зато установка усложняется добавлением
вспомогательных газовой турбины и компрессора.

Давление перед главной турбиной 40 ат, а перед компрессо-
ром 10 ат.

Регулирование работы турбины осуществляется путем изме-
нения температуры газа количеством подаваемого топлива.

Возможность применения низкокачественного и особенно пы-
левидного топлива при этой схеме затруднена.

§ 23. Газотурбинные установки с открытым циклом

’ На фиг. 42, 43, 44 представлены схемы типичных современ-
ных газотурбинных установок с открытым циклом мощностью от

Фиг. 42. Схема газотурбинной установки с регенерацией
тепла отходящих газов.
3500 до 30 000 к,вт при температуре газов на входе в турби-
ну 600° С.

1. Газотурбинная установка мощностью 3500 кет (фиг. 42)
является простейшим вариантом и представляет собой одноваль-
ный агрегат с регенератором. Установка состоит из камеры сго-
рания 1, многоступенчатой турбины 2, осевого многоступенчатого
компрессора 8, регенератора 4, патрубка для входа воздуха 5,
трубопровода 6 для подвода воздуха от компрессора к регене-
ратору и далее в камеру сгорания, трубопровода 7 для подвода
газов к турбине и выхлопного патрубка 8, а также электрогене-
ратора 9 и пускового мотора 10.

Фиг. 43. Схема двухвальной газотурбинной установки
(5000—10000 кет) с промежуточным охлаждением воз-
духа и дополнительным подогревом газа.

Турбина — шестиступенчатая, с ротором из хромоникелевой
стали и кожухом из молибденовой стали. Смазка подшипников
вала производится под давлением.

Компрессор аксиального (осевого) типа имеет 24 ступени.
Ротор его изготовлен из никелевой стали, а корпус из специ-
ального чугуна. Подшипники смазываются под давлением.

Камера сгорания охлаждается проходящим воздухом и обо-
рудована насосом и форсунками для подачи топлива и зажига-
тельными устройствами.

Без теплообменника установка работает с к. п. д., рав-
ным 18%. При теплообменнике с поверхностью 0,7 мЧквт к. п.д.
установки возрастает с 18 до 23%, а при поверхности тепло-
обменника 1,2 м2!квт — до 26%. Для установки мощностью в
3 500 кет в первом случае требуется теплообменник с поверх-
ностью 2450 л*2 и габаритами 4,9X4,3X3 м. Во втором случае
(при 1,2 мЧквт) площадь теплообменника равна 4300 м2 и га-
бариты 5,2X4,6X3,3 м.

Масляная система установки (для смазки и управления) обо-
рудована насосом шестеренчатого типа, вспомогательным пу-
сковым насосом с электроприводом, резервуаром для масла с
холодильником, потребляющим 34 л воды в минуту при 20° С.

Кроме того, в оборудование установки входит регулятор по-
дачи воздуха, регулятор скорости, предохранитель от разноса
при повышении числа оборотов и другие приборы.

2. (Второй вариант газотурбинной установки мощностью
5 000—10 000 к&т представляет собой более сложную, двухваль-

Фиг. 44. Схема двухвальной газотурбинной установки
(10000 кет и выше) с двухкратным промежуточным
охлаждением воздуха, дополнительным подогревом
газа и регенерацией тепла отходящих газов.

ную машину. Двухвальные установки, как известно, дают воз-
можность на одном валу сохранять постоянные числа оборотов,
а на другом изменять их в зависимости от нагрузки.

В этой установке (фиг. 43) применено промежуточное охлаж-
дение воздуха между компрессорами низкого давления 7 и вы-
сокого давления 12 и повторный нагрев газа перед турбиной
низкого давления 5.
Турбина низкого давления, имеющая семь ступеней, соедине-
на с компрессором низкого давления и генератором и работает
при постоянном числе оборотов, равном 3000 об/мин. Турбина
высокого давления соединена с компрессором высокого давления
и при полной нагрузке работает на 4000 или 5000 об/мин. При
частичной нагрузке обороты немного снижаются.

Работа установки осуществляется следующим образом.
Атмосферный воздух через заборный патрубок 8 засасывается
компрессором низкого давления 7, проходит через промежуточ-
ный охладитель 9 с входной трубкой 10 и выходной 11 для
охлаждающей воды, охлаждается в нем и поступает в ком-
прессор высокого давления 12, где подвергается дальнейшему
сжатию. Одновременно с воздухом, подающимся компрессо-
ром 12 в камеру сгорания 1 через форсунку 2, впрыскивается
топливо, и продукты сгорания направляются в турбину высокого
давления 3, приводящую компрессор 12. После этого газы на-
правляются в другую камеру сгорания 4 (камеру подогрева),
куда вновь подается топливо, и температура газов доводится до
первоначальной. Подогретые таким образом газы поступают в
турбину низкого давления 5, приводящую компрессор низкого
давления 7. Из этой турбины газы через выхлопную трубу 6
выходят в атмосферу.

К. п.д. этой установки при полной нагрузке равен 21%. При
половинной нагрузке он снижается до ,14’°/о. К. п.д. может быть
повышен путем применения регенеративного подогрева воз-
духа.

В одной из построенных установок этого типа мощностью
10 000 кет был получен к. п. д. 23,3% при нагрузке 11 677 кет
(перегрузочная мощность) и 17,8% при 6067 кет. При этом
общая степень повышения давления доходила до 11, темпера-
тура перед турбиной не превышала 375° С.

(3. Третий вариант газотурбинной установки мощностью в
10 000 кет и выше получается еще более сложным. Схема его
показана на фиг. 44.

Установка двухвального типа имеет две турбины 1 и 2, три
компрессора 3, 4 и 5 (низкого, среднего и высокого давления),
два промежуточных охладителя воздуха 6 и 7, регенератор 8,
камеру сгорания 9 и камеру подогрева газа 10.

Как видим, воздух сжимается в трех ступенях компрессора
с двухкратным промежуточным охлаждением. Газы повторно
подогреваются. Тепло выхлопных газов используется для подо-
грева воздуха в регенераторе (путь воздуха и газов показан
стрелками).

При такой сложной схеме с применением регенератора пло-
щадью 0,35 м2/квт к. п. д. установки составляет 27,7% и сни-
жается только до 24% при половинной нагрузке.

При большей поверхности регенератора к. п. д. может быть
повышен до 30—34й/».
На фиг. 45 показан общий вид модели (изготовленной из
дерева); судовой газовой турбины мощностью 3000 л. с. Уста-
новка имеет восемь камер сгорания. Большое количество камер
предусмотрено с целью улучшения подвода газа и регулирова-
ния его расхода при изменении нагрузки. Так, при половинной
нагрузке турбина может работать на четырех камерах, а при
малой — на двух. В модели предусмотрена возможность работы
с регенерацией и без нее. На фигуре видны камеры сгорания 1,
одноступенчатая газовая турбина 2 и многоступенчатый осевой
компрессор 51.' Камеры охлаждаются воздухом, проходящим
между их двойными стенками.

Фиг. 45. Модель судовой газовой турбины мощностью 3000 л. с.

§ 24. Работы по газовым турбинам в СССР

В Советском Союзе исследовательские работы в области га-
зовых турбин начаты вскоре после Великой Октябрьской рево-
люции. Одним из пионеров газотурбостроения в СССР был
проф. В. М. Маковский, создавший научный коллектив при
Харьковском механико-машиностроительном институте.

В 1939 году этим коллективом была сконструирована и по-
строена на Харьковском турбинном заводе опытная газовая тур-
бина. Турбина предназначалась для работы на подземном газе.

Мощность этой турбины составляла около 400 кет. Процесс
сгорания происходил в ней при постоянном давлении. Давление
поддерживалось примерно равным 3—4 ат. Камера сгорания
небольшой емкости была изготовлена из чугуна с внутренней
обмуровкой.

В- связи с тем, что вопрос о высококачественных сталях,
обеспечивающих продолжительную и надежную работу при тем-
пературе 700—1000° С, окончательно не был разрешен, для
охлаждения деталей, наиболее подверженных действию высо-
ких температур, было применено водяное охлаждение.

Перед второй мировой войной турбина была установлена
на опытной шахте «Подземгаза» в Горловке для проверки в
действительных условиях работы как отдельных ее элементов,
так и всей установки в целом. Испытания проходили успешно.

Эксплоатация этой турбины должна была послужить также
основанием для создания газовых турбин различного назначе-
ния (судовые, авиационные и др.).

Вторая мировая война несколько нарушила намеченные пла-
ны — установка в Горловке была разрушена немецкими окку-
пантами,— однако исследовательские работы по термодинамике,
материалам, конструированию газовых турбин, работе компрес-
соров, регенератора и других аппаратов продолжались как в
военное, так и в послевоенное время. После смерти проф. Ма-
ковского его школу возглавляет проф. Я. И. Шнеэ, который
успешно продолжает работы по исследованию и конструирова-
нию газовых турбин.

С 1930 года плодотворную работу по газовым турбинам ве-
дет проф. В. В. Уваров, напечатавший в 1935 году первый в
мире курс газовых турбин. Проф. Уварову принадлежит ряд
оригинальных теоретических разработок в области газовых тур-
бин. Им же в 1936 году была построена маломощная экспери-
ментальная турбина и в дальнейшем предложен ряд оригиналь-
ных конструкций.

Глубокие теоретические разработки по выбору оптимального
цикла и параметров газотурбинной установки принадлежат
инж. Г. И. Зотикову, указавшему на целесообразность примене-
ния цикла с постоянным давлением сгорания.

В 1946 году Технический совет Министерства электростан-
ций признал целесообразным установку экспериментальных га-
зовых турбин на электростанциях Советского Союза. ✓

Следует отметить, что паротурбостроение в Советском Сою-
зе, получившее мощный импульс для своего развития лишь после
Великой Октябрьской Революции, достигло еще в предвоенные
годы исключительно высокого уровня. Наши заводы строят уни-
кальные, технически совершенные паровые турбины, по своим
параметрам и качеству далеко оставляющие за собою турбины
иностранных фирм. К таким турбинам относится, например, тур-
бина Ленинградского металлического завода (ЛМЗ) им. Сталина
мощностью 100 мгвт при 3000 об/мин., спроектированная под
руководством лауреата Сталинской премии проф. М. И. Грин-
берга.

Поэтому не может быть никакого сомнения в том, что наши
заводы успешно справятся и с новой задачей — постройкой га-
зовых турбин.
Заказы на постройку газовых турбин выданы и ЛМЗ, и Нев-
скому машиностроительному заводу им. Ленина. Несколько
типов газовых турбин уже построено. Наряду с этим в настоя-
щее время ведется глубокая теоретическая и эксперименталь-
ная работа по основным направлениям газотурбостроения (ма-
териал, рациональная конструкция, повышение мощности и
к. п. д. и т. п.).

§ 25. Максимальная мощность стационарных
газовых турбин

Как показали исследовательские работы, мощность газовой
турбины с открытым циклом ограничена некоторой, правда,
сравнительно большой величиной, зависящей от конструкции
проточной части турбины.

Под максимальной мощностью турбины мы понимаем здесь
не максимальную нагрузку, допускаемую уже построенной тур-
биной, а ту наибольшую мощность, на которую может быть по-
строена турбина. Эта мощность обусловливается пропускной
способностью лопаток при их наибольших конструктивно допу-
стимых размерах и допустимыми напряжениями в металле, из
которого изготовлены лопатки.

В ларевых турбинах мощность (ограничивается последней
ступенью, размеры которой получаются очень большими вслед-
ствие большого объема пара на выходе, из турбины. В газовых
турбинах мощность ограничивается размерами лопаток первой
ступени вследствие большого секундного расхода газа и высо-
кой температуры лопаток первой ступени.

В этом легко убедиться по данным сравнительного испытания
газовой и паровой турбин мощностью 5000 кет при 3600 об/мин.,
приведенным в табл. 2.

Из таблицы видно, что энергия 1 кг газа невелика по срав-
нению с 1 кг пара. При одной и той же полезной мощности
расход газа в гадовой турбине с простым циклом чрезвычайно
велик, он равен 230 т/час, в то время как расход пара в па-
ровой турбине составляет всего лишь 24 т/час.

Объемный расход газа при входе в газовую турбину состав-
ляет 28 м3/сек, а пара в паровой турбине 0,7 м3/сек, т. е. в
40 раз меньше.

Отношение объемных расходов газа на выходе и на входе
в газовой турбине равно 3,95, в паровой же турбине это отно-
шение достигает огромной величины, равной 250. Эти цифры
показывают, что объем газа на выхлопе по сравнению с входом
увеличился в 3,95, а объем пара в 250 раз.

Для того чтобы пропустить объем пара, возросший в 250 раз,
размеры лопаток в последних ступенях должны быть очень ве-
лики. Они-то и ограничивают максимальную мощность паровых
турбин. При этом лопатки в первой ступени должны быть срав-
нительно короткими, так как здесь объемный расход пара со-
ставляет всего лишь 0,7 я?! сек. Таким образом для паровых
турбин характерен большой диапазон размеров лопаток.

В газовых турбинах при малом отношении объемного расхо-
да газа на выхлопе к расходу на входе (3,95) высота лопаток
вдоль турбины мало меняется, но большой объемный расход
на входе (28 м?/сек) * требует большой длины лопаток первой
ступени.

Таблица 2

Наименование Газовая турбина с разомкну- тым циклом Паровая турбина
х. цикла Простой цикл Цикл с одной ступенью промежуточного охлажде- ния, регенерацией тепла и дополнительным подо- гревом газа Цикл с трехступен- чатым отбором для регенера- ции
Данные Односту- пенчатая турбина Турбина высокого давления Турбина низкого давления ' '1 Одноци- линдровая турбина
Давление перед турби- ной, ат 6 6,8 2,7 32
Температура газа перед турбиной, °С 650 650 650 440
Давление на выхлопе, ат 1,0 2,7 1,03 0,05
Удельный расход пара или газа, кг/час на кет 46,0 25 4,8
Полный расход пара или газа, т!час 230,0 125 24,0
Объемный расход пара или газа на входе, мг/сек 28,0 13,4 /0,7
Объемный расход пара или газа на выхлопе, м^/сек 110,0 92 175,0
Отношение объемных расходов пара или газа на выхлопе и на входе 3,95 6,85 250,0
Мощность генератора на клеммах, кет 5000 5000 5000
К. л. д. установки в % при температуре засасы- ваемого воздуха 21°С 18,4 29,4 23,6

Работа первой ступени газовой турбины усложняется еще и
тем, что она работает в области наиболее высоких температур
газа. Поэтому мощность газовой турбины ограничивают лопат-
ки первой ступени.

В настоящее время при существующих материалах для ло-
паток максимальная мощность стационарной газовой турбины с
простым циклом может быть доведена примерно до 10 000 кет;
при двухступенчатом подогреве газа максимальная мощность
в одном агрегате может быть выше 25 000 кет. Однако суще-
ствует мнение, что указанные ограничения мощности газовых
турбин носят временный характер и что при дальнейших рабо-
тах по их развитию величины агрегатной мощности могут быть
значительно повышены.

От одного агрегата газовой турбины, работающей по замк-
нутому циклу, можно получить мощность 50 000 кет и выше.

§ 26. Место газовой турбины среди других
тепловых двигателей

Еще совсем недавно теплотехника располагала тремя основ-
ными видами тепловых двигателей: паровыми машинами, паро-
выми турбинами и двигателями внутреннего сгорания. За по-
следние несколько! лет промышленное значение приобрели еще
два новых вида тепловых двигателей: турбины внутреннего сго-
рания и реактивные двигатели. '

Оставляя в стороне реактивные двигатели, о которых будет
рассказано ниже, рассмотрим принципы работы и характерные
особенности первых четырех видов двигателей, а также достоин-
ства и недостатки каждого из них.

1. Паровая машина. Пар, генерируемый в котле, не
составляющем органическое целое с паровой машиной, подается
под некоторым давлением в цилиндр двигателя. Давление пара
передается непосредственно на поршень, * имеющий прямолиней-
ное возвратно-поступательное движение. Движение поршня с
помощью кривошипно-шатунного механизма преобразовывается
во вращательное движение коленчатого вала, с которого и сни-
мается мощность. Пар, отработавший в цилиндре, выпускается
или в атмосферу, или в какие-либо нагревательные приборы (на-
пример, отопление), или же в конденсатор, где он смешивается
с охлаждающей водой, конденсируется и удаляется вместе
с нею.

Характерными особенностями паровой машины являются не-
посредственная передача давления пара на поршень и преобра-
зование прямолинейного движения поршня во вращательное дви-
жение вала.

Недостатком паровой машины является, с одной стороны,
наличие парового "котла, а с другой, поршня с его прямолиней-
ным возвратно-поступательным движением и кривошипно-шатун-
ным механизмом. Для привода машины-орудия требуется обычно
вращательное движение и поэтому желательно, чтобы и рабочий
орган машины-двигателя имел такое же движение. В то же
время всякая машина будет тем лучше, чем она проще и чем
меньше она имеет промежуточных звеньев при преобразовании
потенциальной энергии, заключенной в топливе, в механическую
работу. С этой точки зрения и котел, и кривошипно-шатунный
механизм, и даже рабочее тело — пар — являются излишними
звеньями: топливо здесь не превращается непосредственно в ра-
бочее тело, а используется для превращения воды в пар, кото-
рый и является рабочим телом. Каждое же лишнее звено вызы-
вает дополнительные потери в машине. Наличие в паровой ма-
шине таких излишних промежуточных звеньев и объясняет
низкий к. п. д., который для лучших машин составляет 15—18'%.

Конструктивные особенности поршневого механизма не позво-
ляют ему работать с большими скоростями. Поэтому паровая
машина в единицу времени совершает незначительную механи-
ческую работу, что обусловливает ее громоздкость.

2. Паровая турбина. Пар из котельной установки под
давлением поступает в турбину. Потенциальная энергия пара
преобразуется в соплах в кинетическую энергию. Выходящая из
сопел струя пара направляется на лопатки и приводит во вра-
щение рабочее колесо, а вместе с ним и вал турбины. Отрабо-
тавший в турбине пар направляется обычно в конденсатор, где
он превращается в воду; последняя поступает в котел, превра-
щается в пар, который снова поступает в турбину.

Характерная особенность паровой турбины заключается в
том, что давление пара непосредственно не используется для со-
вершения механической работы; энергия давления пара преоб-
разуется в кинетическую энергию паровой струи, а последняя
превращается в механическую работу колеса.

Недостатки паровой машины, обусловленные способом полу-
чения рабочего тела, остаются и в паровой турбине/

Достоинством турбины является то, что в ней сразу полу-
чается вращательное движение. Здесь нет поршня с возвратно-
поступательным движением и механизма для превращения этого
движения во вращательное. Поэтому турбина конструктивно
проще паровой машины. Отсутствие этих промежуточных меха-
низмов и возможность работы с большими скоростями позво-
ляет создавать в одном агрегате большие мощности, недоступ-
ные паровой машине. По этой же причине к. п. д. паровой тур-
бины значительно выше к. п. д. паровой машины и доходит до
28—33%.

3. Двигатель внутреннего сгорания. Смесь топ-
лива и воздуха подводится в цилиндр и сжигается в нем. Обра-
зовавшиеся газы производят давление на поршень. Возвратно-
поступательное движение поршня через кривошипный механизм
превращается во вращательное движение коленчатого вала. От-
работавшие газы выталкиваются наружу через выхлопную трубу.
Характерной особенностью двигателя внутреннего сгорания
является то, что газы непосредственно давят на поршень, при-
чем в цилиндре происходит и расширение и сжатие газа.

Двигатель внутреннего сгорания имеет крупное преимуще-
ство по сравнению с паровой машиной и паровой турбиной, за-
ключающееся в способе образования рабочего тела. Здесь газо-
образное или жидкое топливо непосредственно превращается в
рабочее тело — газ, и притом не в отдельном агрегате (в паро-
вом котле), а в самом цилиндре двигателя.

Недостатком двигателя внутреннего сгорания является на-
личие поршня и кривошипно-шатунного механизма с его не-
большими скоростями движения. Следовательно, по конструктив-
ной схеме он равноценен паровой машине, но уступает турбине
с ее быстроходным ротором и отсутствием промежуточных
звеньев рабочего механизма.

Способ образования рабочего тела путем сжигания топлива
в цилиндре уменьшает потери. К. п. д. лучших двигателей вну-
треннего сгорания колеблется в пределах 25—35%.

К недостаткам этих двигателей следует отнести невозмож-
ность сжигать в цилиндре низкосортное и твердое топливо, а
также ограниченную мощность в одном агрегате.

4. Турбина внутреннего Сгорания. Атмосферный
воздух сжимается в компрессоре и подводится в камеру сгора-
ния, куда подводится также и топливо. Газ, образовавшийся в
результате сгорания топлива, с давлением, равным давлению
сжатого воздуха (в турбинах с постоянным давлением сгора-
ния), проходит через сопла, в которых его потенциальная энер-
гия преобразуется в кинетическую. По выходе из сопел газ на-
правляется на лопатки турбины и вращает быстроходное рабочее
колесо. Отработавший в турбине газ в простейшей схеме выхо-
дит в атмосферу, а при других схемах проходит еще через ре-
генератор.

Характерная особенность турбины внутреннего сгорания за-
ключается в том, что в ней механйческбй работе предшествует
преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую.

Другая особенность этой турбины состоит в разделении про-
цессов сжатия и расширения газа по отдельным агрегатам.
В самой турбине совершается расширение газа, сжатие же про-
изводится в компрессоре. Образование рабочего' тела — газа —
также происходит в отдельном агрегате — камере сгорания, ко-
торая, однако, стоит несравненно выше парового котла.

Турбина внутреннего сгорания оставляет далеко позади па-
ровую машину с ее поршневым механизмом, громоздким паро-
вым котлом и конденсационным устройством. Отсутствие котла
и всей паровой аппаратуры ставит ее также впереди паровой
турбины, а отсутствие поршня и кривошипно-шатунного меха-
низма является существенным преимуществом по сравнению с
двигателем внутреннего сгорания.
Таким образом газовая турбина представляет собой новый
и наиболее совершенный тип теплового двигателя, обладающего
всеми преимуществами своих предшественников и свободного от
их недостатков. От паровой турбины в ней заимствована идея
преобразования потенциальной энергии газа в равномерное вра-
щательное движение рабочего колеса без промежуточных меха-
низмов. От двигателя внутреннего сгорания заимствована идея
непосредственного преобразования топлива в рабочее тело путем
сжигания его в камере сгорания, которую можно сравнить с фор-
камерой поршневого двигателя.

Сказанное относится к простейшим турбинам, работающим
по разомкнутой схеме, недостатком которых является невысокий
к. п. д. Турбины с регенерацией тепла, промежуточным охлажде-
нием воздуха и повторным подогревом газа хотя и обладают
повышенной экономичностью, но теряют простоту и компакт-
ность конструкции из-за наличия больших теплообменных по-
верхностей.

Так как паровой турбине предшествовала паровая машина,
а газовой турбине — двигатель внутреннего сгорания, то срав-
ним несколько подробнее эти последние типы тепловых машин.

Газовая турбина дает возможность концентрировать в одном
агрегате большую мощность и осуществлять цикл с полным
расширением газа, но для сжатия воздуха и для подачи топлива
I(газообразного) в ней необходим компрессор. Разделение про-
цессов сжатия и расширения между двумя агрегатами увеличи-
вает гидравлические потери в турбине. В двигателе же вну-
треннего сгорания рабочая смесь поступает под воздействием
разрежения, создающегося под поршнем, при его ходе вверх,
а сжатие газа происходит при обратном ходе поршня в щи-
линдре, поэтому отдельный компрессор в нем не требуется.

В турбине скорости рабочего тела гораздо, выше, чем в дви-
гателе внутреннего сгорания, что обусловливает ее чрезвычай-
ную компактность. Механические потери в турбине меньше из-
за наличия только вращающихся частей.

Двигатель внутреннего сгорания надежно работает при очень
высоких температурах газа, тогда как надежная работа турби-
ны пока ограничена сравнительно низкими температурами, что
снижает ее к. п. д.

Высокая температура газа на входе являлась и. является
сейчас основным препятствием к разработке конструктивно про-
стой и достаточно эффективной турбины внутреннего сгорания,
которая при очевидных своих достоинствах могла бы занять по-
добающее ей место среди других тепловых двигателей.

§ 27. Итоги развития стационарных газовых турбин

На протяжении последних 40 лет, т. е. со времени начала
практического осуществления газовых турбин, развитие и внед-
рение их в промышленность шло очень медленно.
Первые результаты испытаний этих турбин не оправдали на-
дежд, возлагавшихся на них, и интерес к ним несколько ослабел.

С применением турбин для наддува паровых котлов (1933 г.),
где благодаря более легким условиям работы турбины показали
хорошие результаты, интерес к ним снова возрос и продолжал
расти по мере появления все более экономичных и надежных
в эксплоатации образцов (в 1939 году были построены газо-
турбинные установки, работающие на собственном газе; одна
из них как основная силовая установка для электростанции и
вторая для локомотива).

В настоящее время в технической эксплоатации находится
более' согни газотурбинных установок, применяющихся в паро-
котельных установках и химической промышленности, а также
несколько у(ста|новок, обслуживающих электростанции, стале-
литейное производство, суда и транспорт.

Развитие газовых турбин и расширение области их приме-
нения в значительной мере зависели от успехов в области ме-
таллургии, аэродинамики, газодинамики и теплообмена. Метал-
лурги постепенно создавали материал для лопаток, обеспечи-
вающий надежную их работу при сравнительно высокой тем-
пературе. Успехи аэродинамики, в частности, разработка рацио-
нальных профилей лопаток послужили основой для повыше-
ния к. п. д. компрессора. Многолетний опыт работы по паровым
турбинам позволил получить высокий к. п. д. газовой турбины
и удовлетворительно решить ряд других проблем газотурбо-
строения.

Если до второй мировой войны рабочая температура газа
на входе в турбину составляла 500—550° С (температура газа
на входе ниже 500° С Непрактична), то в настоящее время в
результате исключительных сдвигов в области металлургии, про-
исшедших В' последние годы и особенно за время войны, созда-
ны материалы, допускающие длительную работу, измеряемую
тысячами часов, при температуре 600—700° С. При работе же
в течение небольшого отрезка времени, измеряемого часами, что
допустимо в авиации, полученные в результате многочисленных
экспериментальных работ специальные сплавы допускают тем-
пературу до 900° С. Повышение температуры на входе в турби-
ну увеличивает к. п. д. установки и уменьшает расход воздуха
(газа) на единицу мощности.

Исключительно важной характеристикой для каждого теп-
лового двигателя и в том числе для газовой турбины является
его к. п. д. В первых газовых турбинах к. п. д. оказывался низ-
ким, поэтому они не могли конкурировать с другими тепловыми
двигателями, в частности, с паровыми турбинами. При испыта-
нии турбины мощностью в 4000 кет, построенной в 1939 году,
был получен эффективный к. п.д., равный 18%. Между тем, в
двигателях внутреннего сгорания, работающих по циклу Дизе-
ля, к. п. д. доведен до 30—35%, а в современных паросиловых
установках большой мощности — до 28—33%. К. п. д. локомо-
тива с газотурбинной установкой составляет около 17%, что
превышает к. п. д. паротурбинного локомотива, равного 12—
14%, и еще больше превышает к. п.д. паровоза, составляюще-
го 6—10%. Но к. п.д. газотурбинного локомотива далеко усту-
пает к. п.д. дизель-моторного локомотива, который достигает
23—25%. Следовательно, к. п. д. газотурбинных установок, по-
строенных до второй мировой войны, сильно уступал к. п. д. со-
временных тепловых двигателей, и, естественно, газовая турби-
на, несмотря на другие свои преимущества, не могла конкури-
ровать с ними. Поэтому в последние годы усилия были
направлены на увеличение общего к. п. д. газотурбинной уста-
новки. Общий к. п. д. установки, как известно, в большой степе-
ни зависит от к. п. д. турбины и к. п. д. компрессора. Работы
по созданию высокоэкономичного осевого компрессора и высоко-
качественной турбины, в которых использовывались современные
достижения науки и техники, а также огромный опыт паротур-
бостроения увенчались успехом; внутренний к. п. д. турбины
доведен до 85—9О°/о, а к. п. д. осевого компрессора до 85—87%.

Помимо работ по повышению начальной температуры газов
путем применения более качественных, жаростойких материалов
и но увеличению к. п. д. компрессора и турбины путем улучше-
ния их проточной части, для повышения к. п. д. цикла разрабо-
таны следующие сложные схемы газотурбинных установок:

а) с регенерацией тепла;

б) с промежуточным охлаждением воздуха;

в) с промежуточным подогревом газа.

От простой схемы газотурбинной установки, работающей без
регенерации тепла, при температуре газа на входе, равной
650° С, и при достижимых сейчас к. п. д. компрессора и турби-
ны можно ожидать полного к. п. д. около 20%. При 75% реге-
нерации тепла к. п. д. цикла повышается до 26—27%. Примене-
ние промежуточного охлаждения воздуха повышает к. п. д. цикла
примерно до 29%. И, наконец, применение промежуточного по-
догрева (двухступенчатое сгорание) газа увеличивает к. п. д.
установки примерно еще на 3% (при работе с регенерацией).

Таким образом при температуре газа на входе 650° С и при
одновременном применении регенерации, промежуточного охлаж-
дения воздуха и повторного подогрева газа можно ожидать
к. п. д., равного 32%. Эта величина является оптимальной для
современной газотурбинной установки. При температуре газа на
входе, равной 600° С, к. п.д. газотурбинной установки лежит в
пределах 18—28%.

Между тем, от разработанной в последние годы паротурбин-
ной установки мощностью не менее 25 000 кет- при начальном
давлении в 140 ат с промежуточным перегревом пара до исход-
ной температуры, равной 600° С, и при пятиступенчатом регене-
80
ративном подогреве питательной воды до 215° С ожидается
к. п. д. около 361%.

Следовательно, при больших мощностях, применяемых глав-
ным образом на электростанциях, газотурбинные установки, при
равных температурах рабочего тела на входе в турбину, не мо-
гут пока конкурировать с паротурбинными установками. Для
электростанций малой и средней мощности, к. п. д. которых со-
ставляет в среднем 18—22%, к. п. д. газотурбинных установок
может оказаться больше паротурбинных.

В газотурбинной установке с двухступенчатым сгоранием,
промежуточным охлаждением воздуха, 75% регенерацией и
при начальной температуре газов 800° С (чего можно ожидать
в недалеком будущем) к. п. д. достигает 38%.

Следовательно, при начальной температуре газов 800° С га-
зотурбинные установки могут вполне конкурировать с наиболее
совершенными паротурбинными и при больших мощностях.

Применение двухвальной конструкции приводит к улучше-
нию к. п. д. при неполных нагрузках, так как турбина, служа-
щая только для привода компрессора, может работать с пере-
менным числом оборотов, наиболее выгодным для данной на-
грузки. '

Современные газовые турбины работают на двух видах топ-
лива: на жидком и газообразном. Вопрос о применении твер-
дого топлива пока еще не нашел практического разрешения, хо-
тя результаты опытов по сжиганию угольного пылевидного топ-
лива обнадеживающие. Возможность использования твердого
топлива особенно актуальна для газовых турбин, предназначен-
ных для работы на электростанциях, где широкое внедрение
газовых турбин, очевидно, возможно лишь при работе их на
твердом топливе.

В развитии стационарных газовых турбин имеется ряд тех-
нических достижений. Судя по тому интересу, который, прояв-
ляется к газовым турбинам, следует ожидать дальнейших успе-
хов в их развитии.

Газовая турбина, последовательно применявшаяся сначала
в качестве вспомогательного агрегата для наддува авиацион-
ных двигателей и дизелей, а затем в паровых котлах и кре-
кинг-процессах, перешла к следующему этапу своего приме-
нения в качестве основной силовой установки, вырабатывающей
полезную мощность для промышленности.

Таким образом газовую турбину стационарного типа, внед-
ряемую в эксплоатацию, можно .рассматривать как новый со-
временный тепловой двигатель, имеющий широкие перспекти-
вы развития как на транспорте, так и в промышленности.

6 д. Е. Применко
ЧАСТЬ III

АВИАЦИОННЫЕ ТУРБИНЫ

Глава седьмая

АВИАЦИОННЫЕ ТУРБИНЫ, РАБОТАЮЩИЕ НА ВЫХЛОП-
НЫХ ГАЗАХ ПОРШНЕВОГО МОТОРА

§ 28. Газовые турбины для наддува авиационных
двигателей (турбокомпрессоры)

Выхлопные газы в двигателях внутреннего сгорания уносят
большое количество энергии, которое можно использовать для
получения дополнительной мощности. В авиадвигателях с отхо-
дящими газами уходит до 45% тепла, полученного при сгора-
нии топлива.

На необходимость рационального использования энергии от-
ходящих газов было уже давно обращено внимание, в резуль-
тате чего и были созданы первые авиационные турбины, рабо-
тающие в сочетании с поршневыми двигателями внутреннего
сгорания. Применение в авиации таких турбин идет по двум
основным направлениям:

1) использование энергии выхлопных газов для наддува
авиационных двигателей, осуществляемого турбокомпрессо-
рами, и

2) использование этой энергии для создания дополнитель-
ной мощности на валу двигателя при помощи турбореакторов.

Возможен также комбинированный способ использования
энергии отходящих газов, при котором часть энергии исполь-
зуется для наддува двигателя, а другая часть — для создания
дополнительной мощности, передаваемой на вал двигателя.

В настоящем параграфе будут рассмотрены авиационные
турбокомпрессоры.

Специфические условия работы авиационных двигателей по
сравнению с двигателями стационарного типа заключаются в
том, что они должны развивать достаточную мощность как на
земле, так и на большой высоте. Мощность обычного двигателя
внутреннего сгорания с подъемом на высоту снижается. Это про-
исходит потому, что с высотой уменьшается плотность атмосфер-
ного воздуха, вследствие чего уменьшается весовое количество
82
воздуха, поступающего в двигатель для сгорания топлива, а
следовательно, и весовое количество рабочей смеси. Уменьшение
же весового количества рабочей смеси влечет за собой уменьше-
ние количества тепла, выделяющегося при сгорании смеси, и,
следовательно, снижение мощности двигателя.

Уменьшение мощности двигателя в зависимости от высоты
может быть довольно значительным. Так, например, на высоте
5000—6000 м двигатель будет развивать только половину той
мощности, которую он давал на земле, а на высоте 10 000—
11 000 м лишь четверть мощности, развиваемой в земных усло-
виях.

Естественно, что такое уменьшение мощности в сильной мере
снижает летные качества самолета: снижает его рабочий пото-
лок (предельная высота, на которой самолет может нормально
летать), вертикальную и горизонтальную скорости и т. д.

Повышение летных качеств самолетов достигается установ-
кой на них двигателей, имеющих специальные устройства для
сохранения мощности до определенной- высоты.

Такие двигатели снабжаются воздушными компрессорами
(нагнетателями), которые позволяют сохранить весовое количе-
ство воздуха, поступающего в цилиндры, почти постоянным до
высоты, называемой расчетной. При помощи «наддува» можно
не только сохранить мощность на высоте, но и увеличить ее
в земных условиях благодаря лучшему наполнению ци-
линдров.

Нагнетатели наддува приводятся в действие либо непосред-
ственно от коленчатого вала двигателя через зубчатую' пере-
дачу, либо газовой турбиной, работающей на выхлопных газах
двигателя (турбокомпрессор).

В современных авиационных двигателях часто применяется
комбинированный наддув — и от приводного нагнетателя и от
турбокомпрессора.

а) Принципиальная схема авиационного турбокомпрессора

(Принципиальная схема авиационного турбокомпрессора по-
казана на фиг. 46. Турбина его- состоит из соплового аппарата
(венца) 10 и рабочего колеса 4. Крыльчатка 5 компрессора для
нагнетания воздуха в цилиндры двигателя посажена на общий
вал 12 с рабочим колесом турбины.

Турбокомпрессор работает следующим образом. Выхлопной
газ, обладающий избыточным давлением и довольно высокой
температурой, устремляется из цилиндра 1 через клапан 11 в
трубопровод 2, откуда поступает в ресивер (сборник горячего
газа) 3. Далее газ входит в сопла 10, расширяется в них до
атмосферного давления и с большой скоростью направляется на
лопатки рабочего колеса 4, где кинетическая энергия газа пре-
вращается в механическую работу колеса. Вместе с колесом 4
вращается и крыльчатка компрессора 5. Газ, отработавший в
турбине, через трубу 9 выходит наружу. Регулирование работы
турбины производится специальной перепускной заслонкой 8,
открывая которую можно часть газа выпустить наружу, минуя
турбину.

Атмосферный воздух через заборник 13 засасывается в ком-
прессор, сжимается в нем до нужного давления, затем по трубо-
проводу 14 и через впускной клапан 15 поступает в цилиндр 1
.двигателя. По пути воздух проходит через карбюратор 7 и сме-
шивается с парами топлива. Таким образом цилиндр напол-
няется готовой горючей смесью, которая и сжигается в нем.

Фиг, 46, Схема авиационного турбокомпрессора.

В некоторых случаях для понижения температуры воздуха,
поступающего в двигатель, между компрессором и двигателем
ставится радиатор 6.

Диск, и особенно лопатки турбины, работают в весьма тя-.
.желых условиях. Газ в момент открытия выхлопного клапана
имеет температуру, примерно равную 1000° С, и омывает лопат-
ки при температуре 700—800° С. Лопатки при этом нагреваются
.докрасна. Скорость истечения газа достигает 500—600 м/сек?
что еще более утяжеляет условия работы лопаток.

Кроме того, при больших оборотах, на которых работают
турбины, доходящих до 30 000 об/мин., окружные скорости ко-
леса достигают 270—300 м/сек. Напряжения в лопатках и в
диске от действия центробежных сил достигают значительной
величины. В некоторых турбинах центробежная сила, действую-
щая на лопатку, примерно в 90 000 раз превосходит собствен-
ный вес лопатки.
Такие тяжелые условия работы требуют применения высоко-
качественной стали, крепость которой" не понижалась бы резка
с увеличением температуры.

Следует отметить, что к. п. д. авиационных турбокомпрес-
соров составляет 30—40%, тогда как к. п. д. тяжелых промыш-
ленных турбокомпрессоров лежит в пределах 40—60%.

б) Конструктивные схемы авиационных турбокомпрессоров

Турбокомпрессор для наддува авиационных двигателей был
предложен в 1914 году.

В 1917 году были проведены первые опыты с турбокомпрес-
сором, в схему которого входил водяной радиатор.

Летные характеристики самолета с мотором, снабженным
турбокомпрессором, значительно улучшились. При испытаниях
в 1918 году потолок самолета с мотором мощностью 300 л. с.
и турбокомпрессором повысился с 6000 до 10 000 м, а горизон-
тальная скорость самолета на высоте 6000 м увеличилась со
150 до 215 км/час.

После первой мировой войны работы по созданию надежно
действующих турбокомпрессоров проводились во всех ведущих
странах мира. Отдельные конструкторы и фирмы создали целый
ряд оригинальных конструкций.

Развитие турбокомпрессоров так же, как и стационарных
турбин, сопровождалось трудностями, связанными с высокой
температурой газов. Крепость материала при высокой темпера-
туре, как известно, понижается и лопатки, особенно в ранних
конструкциях, очень часто ломались. Было затрачено много
труда на достижение удовлетворительной работы лопаток тур-
бины. В выполнявшихся конструкциях внимание было направ-
лено главным образом на облегчение условий работы лопаток
и диска турбины посредством применения различных способов
их охлаждения, а также снижения температуры газов.

Успехи в области металлургии, достигнутые в последние
12—15 лет, использование для лопаток марок сталей, приме-
няемых для выхлопных клапанов авиамоторов, позволили еще
задолго до второй мировой войны создать турбокомпрессоры,
вполне надежные в работе и удобные в эксплоатации.

Турбокомпрессоры устанавливались на обычный авиацион-
ный двигатель с приводным центробежным нагнетателем в ка-
честве первой ступени наддува. Воздух, сжатый в турбоком-
прессоре, поступал затем в приводной нагнетатель, а оттуда
направлялся в цилиндры. Таким образом воздух подвергался
сжатию в двух ступенях.

У нас в Советском Союзе более 15 лет назад группой инже-
неров Центрального института авиационного моторостроения
(ЦИАМ) во главе с проф. В. И. Дмитриевским были разрабо-
таны несколько оригинальных конструкций турбокомпрессоров
для моторов различных мощностей. В процессе доводки встре-
тились все те же трудности, связанные с высокой температурой
выхлопных газов. Однако эти трудности были преодолены, тур-
бокомпрессоры успешно прошли испытания сначала на станке,
а затем на некоторых самолетах, показав при этом вполне на-
дежную работу при длительной эксплоатапии.

В дальнейшем эти турбокомпрессоры были еще более усо-
вершенствованы. Академиком Микулиным А. А. и другими кон-

Фиг. 47. Продольный разрез турбокомпрессора для мотора
мощностью 300 л. с.

структорами были построены также новые оригинальные типы
турбокомпрессоров.

Ниже рассматриваются несколько типовых конструкций тур-
бокомпрессоров, а также конструктивные схемы, имеющие ори-
гинальные особенности.

Продольный разрез турбокомпрессора для мотора мощ-
ностью 300 л. с. показан на фиг. 47.

Рабочее колесо 1 турбины и крыльчатка 2 компрессора по-
сажены на общий вал 3, лежащий на двух скользящих подшип-
никах 4. Выхлопные газы мотора поступают в ресивер 5, откуда
через сопла 6 направляющего аппарата (соплового венца) на-
правляются на лопатки 7 рабочего колеса. В соплах давление
газов преобразовывается в кинетическую энергию истечения, а
последняя на лопатках 7 превращается в механическую работу
колеса турбины. По выходе из турбины газы через патрубок 8
выходят наружу.

Воздух через заборник 9 поступает во входную улитку 10,
отбрасывается крыльчаткой нагнетателя в диффузор 11, затем
поступает в выходную улитку 12 и далее по трубопроводу на-
правляется в цилиндры двигателя.

Охлаждение лопаток и диска турбины осуществляется воз-
духом, который подводится к диску с двух сторон от нагнета-

Фиг. 48. Ротор турбокомпрессора.

теля по каналам 13 и 14 в корпусе агрегата. Вес этого турбо-
компрессора 24,2 кг.

На фиг. 48 показан ротор этого турбокомпрессора. Обозна-
чения тем же, что и на предыдущей фигуре.

Известен также аналогичный турбокомпрессор для мотора
мощностью 450 л. с. Он отличается только размером крыльчатки
нагнетателя (диаметр 300 мм вместо 240 мм). Турбокомпрессор
работает при оборотах 25 000 об/мин., вес его 41 кг. Оба турбо-
компрессора (на 300 и 450 л. с.) рассчитаны на сохранение
мощности мотора до высоты 5000—5500 м. Другой турбоком-
прессор к мотору мощностью 350 л. с. отличается от предыду-
щих конструкцией лопаток и диска и способом охлаждения на-
гревающихся деталей. В первых конструкциях лопатки изготов-
лялись отдельно от диска и запрессовывались в отверстия, рас-
положенные по ободу диска. В этом же турбокомпрессоре ло-
патки изготовлены за одно целое с диском. Это улучшает отвод
тепла и повышает прочность рабочего колеса турбины.

Ротор турбины рассчитан на 20 000—30 000 об/мин.
Схема турбины этого турбокомпрессора показана на фиг. 49.

Отработавшие газы мотора поступают в ресивер /, проходят
через сопловый венец 2 и направляются на лопатки 4 диска 3
турбины, где кинетическая энергия газов преобразуется в меха*
ническую работу. После этого газы поступают в сборник 5,
а затем выходят наружу.

Фиг. 49. Продольный разрез турбины турбокомпрессора
для мотора мощностью 350 л, с.

Ресивер и сопловой венец охлаждаются водой, подводимой
из рубашек головок цилиндров (головки цилиндров мотора
охлаждаются водой); поэтому температура выхлопных газов мо-
тора снижается в ресивере с 800—850 до 700—750° С. За турби-
ной температура падает до 300—400°.

Помимо охлаждения газов в ресивере и в сопловом венце
применено также охлаждение рабочего диска воздухом, посту-
пающим через отверстие 6. в кожухе турбины. Диск турбины
имеет концентрические ребра 7 со стороны входа воздуха для
лучшего отвода тепла.

Охлаждение ресивера водой понижает температуру газов и,
конечно, повышает надежность работы лопаток и диска, но про-
исходящая при этом потеря тепла снижает эффективность тур-
бокомпрессора.

По опубликованным данным к. п. д. турбины равен 50%, а
нагнетателя около 60%.

На фиг. 50 показан продольный разрез турбокомпрессора
для мотора мощностью 450 л. с. с парциальным подводом газа
(1926—1927 гг.).

Фиг. 50. Продольный разрез турбокомпрессора
с парциальным подводом газа для мотора мощ-
ностью 450 л. с.

Отработавшие газы мотора через патрубок 1 попадают в ре-
сивер 2, откуда поступают в сопловой венец 3, расширяются в
соплах \4 до давления наружной среды и, отдав часть энергии
в рабочем колесе 5 турбины, выходят в атмосферу. Горячие
газы поступают на рабочие лопатки только на протяжении
% окружности. Благодаря парциальности турбины улучшается
охлаждение лопаток.
Ротор компрессора состоит из двухсторонней крыльчатки 6,
в связи с чем воздух подводится к крыльчатке с двух сторон
через входные патрубки 7 и 8.

Другая характерная особенность конструкции этого турбо-
компрессора состоит в том, что диск турбины сидит на консоль-
ной части вала; подшипники 9 и 10, в которых вращается вал,
находятся по одну сторону диска. Поэтому газы по выходе из
лопаток турбины без всякой трубы непосредственно выходят
наружу. Такая конструкция турбины позволяет монтировать тур-
бокомпрессор на борту самолета (фиг. 51), чем достигается хо-
рошее охлаждение турбины холодным наружным воздухом, так

как даже при работе на земле
турбина омывается струей воз-
духа от винта.

Фиг. 52. Ротор турбокомпрессора
для мотора мощностью 400 л. с.

Турбина

Фиг. 51. Монтаж турбокомпрес-
сора на борту самолета.

Ротор делает 25 000—26 000 об/мин. Высотность мотора со-
храняется до 6000 м. В настоящее время эта конструкция не
применяется, так как парциальность турбины понижает надеж-
ность работы лопаток.

На фиг. 52 показан ротор турбокомпрессора для звездооб-
разного мотора мощностью 400 л. с. Лопатки турбины 1 выпол-
нены за одно целое с диском 2 и по технологическим сообра-
жениям отличаются большой величиной шага. Чрезмерная ве-
личина шага обусловливает пониженный к. п. д. турбины.

На вал турбокомпрессора посажена небольшая крыльчат-
ка 3, предназначенная для охлаждения диска турбины; крыль-
чатка создает циркуляцию воздуха около поверхности сильно
нагревающегося диска.

Применить здесь охлаждение диска сжатым воздухом, взя-
тым из полости нагнетания, нельзя, потому что карбюратор в
90
этом моторе помещен перед нагнетателем и нагнетатель заса-
сывает не чистый воздух, а смесь горючего с воздухом. В осталь-
ном конструкция турбокомпрессора напоминает рассмотренную
выше конструкцию' (см. фиг. 47).

Ротор делает 27 000—30 000 об/мин. Мощность мотора со-
храняется до высоты 6000 м. Вес всей установки 63 кг, что
составляет значительную прибавку к весу двигателя, равному
330 кг без турбокомпрессора.

В другой конструкции турбокомпрессора для улучшения тем-
пературных условий работы лопаток и диска турбины применено
снижение температуры выхлопных газов мотора путем добав-
ления к ним воздуха, продуваемого через цилиндры мотора, а
также путем непосредственной подачи холодного воздуха в ре-
сивер.

Схема этого турбокомпрессора показана на фиг. 53. Сжатый
воздух по выходе из нагнетателя 1 делится на три потока. Пер-

Фиг. 53. Схема турбокомпрессора с охлаждением газа
перед турбиной воздухом.

вый поток идет на питание двигателя. Он поступает в радиа-
тор 2, охлаждается в нем, после чего проходит через карбюра-
тор 3, в котором смешивается с топливом. Горючая смесь по
трубопроводу 4 направляется в цилиндры 7 двигателя. Второй
поток идет на продувку цилиндров. Эта часть воздуха по трубо-
проводу 5 и через впускные клапаны 6 поступает в цилиндры,
затем вместе с остаточными газами через выпускные клапаны 8
выходит из цилиндров и по трубе 10 направляется в ресивер 9.
Здесь воздух, смешиваясь с горячими газами, отнимает от них
часть тепла. Третий поток по трубе 14 через обратный клапан 11
сразу направляется в ресивер 9, в котором смешивается с га-
зами, поступившими из цилиндров мотора. Газы, охлажденные
таким способом, направляются на рабочее колесо 12 турбины.

Подача продувочного воздуха и горючей смеси регулируется
золотниками 13. Золотники соединяют впускные клапаны либо
с трубопроводом 4, в результате чего происходит зарядка ци-
линдров горючей смесью, либо с трубопроводом 5 для продувки
ЦИЛИНДРОВ' холодным воздухом.

Обратный клапан 11 предназначен для предотвращения по-
падания горячих газов во всасывающую трубу в момент откры-
тия выпускных клапанов.

Добавление холодного воздуха, конечно, снижает температу-
ру газов и облегчает работу лопаток и диска турбины, но при
этом часть тепловой энергии бесполезно теряется.

Фиг. 54. Турбокомпрессор.

На фиг. 54 показан турбокомпрессор, в котором турбина
и центробежный нагнетатель смонтированы в одном колесе.

Колесо турбокомпрессора состоит из рабочего колеса тур-
бины с полыми лопатками 2, через полости которых проходит
воздух, й колеса 3 центробежного нагнетателя. Рабочее колесо
турбины 'выполнено в виде двух дисков. 1 с каналами 4 для
прохода воздуха к нагнетателю. По окружности венца турбины
расположен улиткообразный сборник 5 сжатого воздуха.
Работа турбокомпрессора протекает следующим образом.
Горячие газы через патрубок 6, ресивер 7 и сопловой венец 5
подводятся на лопатки 2 турбины и вращают колесо. Отрабо-
тавшие газы отводятся через кольцевой канал 9 наружу. На-
ружный воздух через каналы 4 дисков 1 с двух сторон посту-
пает на рабочее колесо 3 нагнетателя, отбрасывается им на
периферию и попадает в полости лопаток 2. Давление его при
этом повышается. Далее сжатый воздух поступает в улитку 5,
откуда по трубопроводу идет на питание мотора.

Проходя внутри колеса, воздух охлаждает и диск колеса,
и лопатки. Таким образом конструкция колеса позволяет одно-
временно подавать воздух для работы’ мотора и этим же воз-
духом охлаждать наиболее нагревающиеся части. Турбоком-
прессор получается очень компактным и небольшого веса.
Однако, как показали испытания, проведенные на авиамоторе
мощностью 300 л. с., к. п. д. этого турбокомпрессора составляет
всего лишь- 10—10’/о. Небольшая величина к. п. д. объясняется,
во-первых, большой утечкой сжатого воздуха через зазоры меж-
ду подвижными и неподвижными частями турбокомпрессора,
достигающей 30% от количества воздуха, поступающего в на-
гнетатель, и, во-вторых, неблагоприятными условиями входа в
крыльчатку и протекания воздуха через полые лопатки.

Это заставило отказаться от заманчивой идеи соединения
в одном колесе турбины и нагнетателя. В последующей кон-
струкции турбокомпрессора для мотора мощностью 500—
600 л. с. хотя и было сохранено аналогичное колесо, но воздух,
проходящий через внутреннюю полость колеса и лопаток, исполь-
зовывался лишь для их охлаждения, а сжатие воздуха произ-
водилось отдельным центробежным нагнетателем. В таком ко-
лесе отверстия на боковых дисках значительно уменьшены, так
как на одно охлаждение колеса воздуха требуется немного.

Перечисленные конструкции показывают, что проблема
охлаждения лопаток и диска турбины занимала центральное
место при конструировании турбокомпрессоров.

Применявшееся в некоторых из них для облегчения работы
лопаток и диска турбины понижение температуры газов нельзя
признать удачным, так как снижение температуры газов влечет
за собой понижение эффективности турбокомпрессора. Удачный
по замыслу способ охлаждения лопаток и диска, примененный
в последнем турбокомпрессоре, нельзя признать удачным в кон-
структивном отношении.

§ 29. Газовые турбины для создания дополнительной
мощности на валу двигателя (турбореакторы)

При использовании выхлопных газов для создания дополни-
тельной мощности на валу двигателя конструкция турбины ни-
чем не отличается от конструкции, применяемой для наддува,
Фиг. 55. Принципиальная
схема авиационного тур-
бореактора.

но в этом случае вал турбины соединяется с валом мотора че-
рез передачу.

Схема работы турбореактора показана на фиг. 55.

В)ыхлопные газы мотора из ци-
линдра 1 через выхлопной клапан 2
направляются на лопатки турбины 3
и вращают ее. Мощность турбины пе-
редается ^ерез |шестеренчатую пере-
дачу 4 на вал 5 мотора.

Кроме редуктора, в схеме турбо-
реактора должно быть предусмотрено
* специальное приспособление для ре-
гулирования наивыгоднейших оборо-
тов турбины, а также для ее выклю-
чения.

На одном моторе может быть и
несколько турбореакторов. В частно-
сти, при У-образном моторе целесо-

образно иметь два турбореактора, по одному с каждой стороны
блока цилиндров.

Возможен и комбинированный способ использования энер-
гии отходящих газов, при котором на мотор устанавливаются
и турбо-компрессор, и турбореактор; В этом случае часть газов
направляется в турбокомпрессор, а другая часть — в турбо-
реактор.

Глава восьмая

АВИАЦИОННЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
§ 30. Введение

Уровень развития авиации характеризуется скоростью, вы-
сотностью и дальностью самолетов различного назначения.

Высотность и максимальная скорость самолета зависят от
мощности и высотности двигателей. Применение наддува сде-
лало возможным сохранение земной номинальной мощности
двигателей до высоты 3000—5000 м, а в дальнейшем — до вы-
соты 8000—10 000 м. Однако, на больших высотах сильно воз-
растает мощность, потребляемая самим компрессором, что
усложняет двигатель и увеличивает вес всей моторной установки.

Рекордная скорость, установленная в 1933 году, составляла
709 км/час. Мощность двигателя, специально построенного для
этой цели и рассчитанного на кратковременную работу, дости-
гала 3000 Л. р.

Конечно, скорости серийно выпускавшихся самолетов' (не
гоночных) были значительно ниже, точно так же, как и мощ-
ности двигателей в одном агрегате. Средние авиационные дви-
94
гатели в то время обладали мощностью в одном агрегате
700—В001 л. с.

Увеличение дальности полета самолета связано со значи-
тельным полетным весом и также требует большой мощности
в одном агрегате.

Постановка большого количества отдельных моторов на
крупный самолет делает винтомоторную группу весьма громозд-
кой, усложняет всю установку в целом и уход за ней и сильно
ухудшает аэродинамические качества самолета. Примером та-
кой сложной установки может служить построенный в 1929 году
самолет Эо-Х с полетным весом 53 т, на котором для обеспе-
чения необходимой мощности 7200 л. с/было установлено 12 мо-
торов, имеющих в общей сложности 144 цилиндра, 576 клапа-
нов, 288 запальных свечей и пр.

Развитие авиамоторов, связанное с увеличением их мощ-
ности, снижением удельного веса и т. п., содействовало разви-
тию и самолетостроения. (Следует (отметить, что повышение
летных качеств самолета шло не только по линии увеличения
мощности силовой установки, но и по линии улучшения аэро-
динамики самолета.) Однако классическая винтомоторная груп-
па оказалась не в состоянии полностью разрешить новые про-
блемы, поставленные перед авиацией.

Поэтому вскоре после первой мировой войны, наряду с усо-
вершенствованием винтомоторной установки с поршневым дви-
гателем, начались усиленные поиски такого силового агрегата,
который удовлетворял бы возрастающим требованиям авиации.

Естественно, что взоры многих конструкторов и изобретате-
лей обратились к паросиловым установкам, как это было и
в начальный период развития авиации.

Ко второй четверти XX века пиротехника сделала огромный
скачок вперед. Изобретение новых конструкций котлов, весьма
небольших по своим габаритам, переход на высокие параметры
пара и т. д. вновь толкнули техническую мысль в сторону внед-
рения паросиловой установки на самолет.

Начиная с 1927—Г928.гг., во всех ведущих странах мира
наблюдались многочисленные попытки применения паросиловых
установок в авиации. Конечно, паросиловая установка не могла
претендовать на вытеснение двигателя внутреннего сгорания,
но она могла бы. найти себе применение там, где требуются
большие мощности в одном агрегате и более длительный срок
службы.

Однако паросиловые установки не привились в авиации.
Главная причина этого заключалась в появлении новых тепло-
вых двигателей, обладающих достоинствами паросиловых уста-
новок и не имеющих их недостатков. Такими двигателями были
турбины внутреннего сгорания и реактивные двигатели. Работы
ПО' ним начались во многих странах мира еще до второй миро-
вой войны.
§ 31. Требования, предъявляемые к авиационным
газотурбинным двигателям

Всего лишь несколько лет тому назад область применения
газовых турбин в авиации ограничивалась наддувом поршневых
двигателей для повышения их высотности. За последние годы
применение газовых турбин в авиации настолько расширилось,
что в отдельных -случаях они стали вытеснять поршневой дви-
гатель.

Помимо общих требований, предъявляемых к газовым тур-
бинам — надежность работы, хороший запуск, большая мощ-
ность в одном агрегате и т. д., к турбинам, предназначенным
для работы в авиации, предъявляются еще дополнительные тре-
бования, вытекающие из специфических условий работы дви-
гателя на самолете. Главные из них следующие:

1. М а л ы е габариты и малый вес. Пожалуй, ни в
какой другой области техники (если не считать подводных ло-
док) габаритам и весу не уделяется такого внимания, как в
авиации. Здесь каждый сантиметр размера установки и каж-
дый килограмм веса имеют чрезвычайно важное значение, осо-
бенно для малых самолетов (истребителей с одним двигателем).
Помимо того, что само размещение силовой установки на со-
временном самолете, имеющем весьма ограниченные габариты и
оснащенном множеством всевозможных приборов, представляет
значительные трудности, большие размеры двигателя вызывают
также и увеличение лобовой поверхности самолета. Увеличение
же лобовой поверхности влечет за собой снижение аэродина-
мических качеств самолета, что совершенно недопустимо при
современных, все увеличивающихся скоростях полета.

Можно смело утверждать, что в авиации любая новая си-
ловая установка будет предпочтена применяемым, если только
она будет иметь меньшие габариты :и вес при той же мощности.

2. Экономичность. (Важность этого фактора опреде-
ляется не стоимостью израсходованного топлива, а главным об-
разом все теми же габаритами и весом. Чем больше топлива
расходует двигатель, тем больший запас его нужно иметь на
самолете при одной и той же дальности полета, а это увеличи-
вает полетный вес самолета и, кроме того, создает дополнитель-
ные трудности по размещению топливных баков.

Стоимость израсходованного топлива является одним из
основных критериев оценки двигателя в транспортной авиации.
В военной авиации основным критерием экономичности двига-
теля служит дальность полета при одном и том же запасе топ-
лива. Чем меньше топлива расходует двигатель на каждый
пройденный километр при одном и том же запасе топлива и
всех прочих равных условиях, тем больше дальность полета.

3. В| ысот н о ст ь. Опыт минувшей войны показал, что са-
молеты имели чрезвычайно широкий диапазон рабочих высот,
начиная от бреющего полета до высоты 8—10 км, причем пре-
обладали полеты на больших высотах. Поэтому высотность дви-
гателя, от которой зависит рабочая (боевая) высота самолета,
является исключительно важным критерием для оценки авиа-
двигателя.

4. Чрезвычайно важное значение имеют также большая
мощность в одном агрегате, хорошая приеми-
стость и простота запуска двигателя.

Опыт прошедшей войны показал, что потребные мощности
авиационного двигателя значительно возросли, примерно от
2000 до 8000 -л. с.

Агрегат большой мощности позволяет наиболее выгодно и
компактно расположить его на самолете; упрощает всю установ-
ку по сравнению с многомоторной, так как при этом исключает-
ся ряд приборов, присущих многомоторной установке, и облег-
чается обслуживание.

Хорошая приемистость двигателя, т. е. способность быстро
набирать обороты и, следовательно, быстро увеличивать мощ-
ность, чрезвычайно важна в авиации. Хорошая приемистость
обеспечивает быстрый запуск двигателя, маневренность самолета
и необходима при посадке, когда летчик по тем или иным при-
чинам не может при первом заходе посадить самолет и вынуж-
ден итти на второй круг. В этих случаях мотор должен исклю-
чительно быстро развить мощность, обеспечивающую выход
самолета на второй заход с набором высоты. При плохой прие-
мистости посадка в этом случае может окончиться аварией.

Простой и быстрый запуск двигателя имеет большое зна-
чение -в авиации, особенно в зимнее время, так как обеспечи-
вает готовность самолета к вылету в боевых условиях.

Надежность работы двигателя также имеет первостепенное
значение в авиации, потому что отказ в работе двигателя при
известных условиях грозит аварией самолета. Однако надеж-
ность здесь понимается несколько иначе, чем в стационарных
установках. Надежность стационарных турбин связывается с
долговечностью их работы, так как эти установки предназна-
чаются для работы на десятки тысяч часов, между тем как
срок службы авиационного двигателя измеряется сотнями ча-
сов, между которыми двигатель периодически перебирается.
В военное время срок службы двигателя может измеряться де-
сятками часов.

Поэтому авиационная газотурбинная установка с учетом ее
сравнительно малого срока службы и требования минимальных
габаритов и веса должна работать при максимально допустимой
температуре и при больших окружных скоростях турбины и
компрессора1.

Все части турбины для облегчения веса делаются высоко-
напряженными. Условия, в которых работают лопатки, особенно
тяжелы, так как помимо Испытываемых ими больших цектро-

7 Л. Е. Применко

97
бежных и газодинамических нагрузок они работают при высо-
кой температуре.

Следует, однако; отметить, что авиационная газовая тур-
бина значительную часть общего срока службы работает на
высоте и при оборотах примерно на 5—10®/о меньших макси-
мальных, применяемых при взлете й в бою.

ный период нашли себе широкое
применяются как вспомогательные

Фиг. 56. Принципиальная схема авиа-
ционной газотурбинной установки.

§ 32. Принципиальные схемы авиационных
газотурбинных двигателей

Газовые турбины во время минувшей войны и в послевоен-
применение в авиации. Они
агрегаты в турбокомпрессор-
ных воздушню-реактивных
двигателях (турбореактив-
ных) и в качестве основной
силовой установки в турбо-
винтовых двигателях, а так-
же в двухконтурных газо-
турбинных двигателях, яв-
ляющихся промежуточным
вариантом между первыми
двумя типами двигателей.

Основоположником тео-
рии. реактивного полета яв-
ляется наш знаменитый со-
отечественник К. Э. Циол-
ковский, опубликовавший
свои исследования еще в

1903 г. Он же предсказал замену винтомоторных самолетов
реактивными.

Все турбовинтовые и двухконтурные турбореактивные двига-
тели осуществляются в основном по схеме Циолковского, дан-
ной им в работе «Стратоплан полуреактивный», опубликован-
ной в 1932 г.

Теорию воздушно-реактивных двигателей впервые разрабо-
тал член-корреспондент Академии наук СССР Б. С. Стечкин.
Его работа была опубликована еще в 1929 г. и получила все-
мирное признание.

Авиационные газовые турбины работают по тому же прин-
ципу, что и стационарные и состоят из тех же основных эле-
ментов. На фиг. 56 показана принципиальная схема газотур-
бинной установки постоянного давления, имеющей исключитель-
ное применение в авиации. Установка состоит из камеры
сгорания 1, направляющего (соплового) аппарата 2, колеса тур-
бины 3, компрессора 4 и топливного насоса 5. По своей кон-
струкции все эти элементы вследствие требований, предъявляе-
мых к авиационным силовым установкам в части габарита и
веса, существенно отличаются от аналогичных элементов ста-
ционарных газовых турбин.

Установка работает следующим образом. Атмосферный воз-
дух засасывается компрессором через заборный патрубок а,
сжимается и подается в камеру сгорания. Одновременно в ка-
меру при помощи насоса через форсунку Ь впрыскивается топ-
ливо. Топливо смешивается с воздухом и горючая смесь под-
жигается запальной свечой с или другим воспламенителем.
Образовавшийся газ поступает в сопловой аппарат, где его»
потенциальная энергия полностью или частично преобразуется
в кинетическую энергию, после чего газ с большой скоростью
устремляется на рабочие лопатки турбины и вращает колесо,
а вместе с ним и компрессор. Развиваемая турбиной мощность
либо целиком затрачивается на работу компрессора, либо часть
ее расходуется на компрессор, а избыток используется для дру-
гих целей.

Разновидностями авиационного газотурбинного .двигателя
являются: турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель
и двухконтурный турбореактивный двигатель.

а) Турбореактивный двигатель

Схема турбореактивного двигателя показана на. фиг. 57.
Двигатель представляет собой профилированную трубу, внутри
которой размещена газотурбинная установка. Профилированная
часть корпуса двигателя до сечения 1—1 (диффузор) служит

для входа воздуха; на уча-
стке 1—2 размещен ком-
прессор А (на данной схе-
ме трехступенчатый осевого
типа) ; на участке 2—3 рас-
положена кольцевая камера
сгорания В с форсункой а
для впрыска топлива; на
участке 3—4 размещены
сопла и колесо турбины С,
посаженное на общий с
компрессором вал Л; нако-
нец, профилированный уча-
сток 4—5 является реактив-
ным соплом Е, через которое
газы выходят в атмосферу.

Фиг. 57. Принципиальная схема тур-
бореактивного двигателя с тремя
ступенями компрессора осевого типа
и с одноступенчатой газовой турби-
ной.

0 этих двигателях вся мощность, развиваемая газовой тур-
биной, затрачивается на привод компрессора и других вспомо-
гательных устройств. Воздух здесь сначала поджимается в диф-
фузоре за счет скоростного напора (при полете), а затем сжи-
мается компрессором до нужного давления. Газы расширяются
в турбине до давления большего атмосферного. Отработавший
в турбине газ, обладающий некоторым избыточным давлением,
направляется в выходное сопло, в котором расширяется обычно
до атмосферного давления, и с большой скоростью выходит на-
ружу. В результате истечения газа рз сопла создается реактив-
ная сила (тяга), направленная в сторону, противоположную
выходу газовой струи. Величина реактивной тяги зависит от
расхода воздуха и разности скоростей между выходной ско-,
ростью газа и скоростью входа воздуха в двигатель. Выходная
скорость достигает значительной величины за счет тепла, под-
веденного к воздуху при сгорании топлива в камере сгорания.

б) Турбовинтовой двигатель

Схема турбовинтового- двигателя с общей турбиной, рабо-
тающей и на компрессор и на винт, показана на фиг. 58. Схема
отличается от предыдущей наличием винта и редуктора Р,

Фиг. 58. Принципиальная схема
турбовинтового двигателя.

уменьшающего обороты вала
винта. Остальные обозначения
оставлены прежними.

Работа турбины в? принципе
ничем не отличается от преды-
дущей схемы. Отличие состоит
только в том, что часть мощ-
ности, развиваемой турбиной,
расходуется на работу ком-
прессора, а другая часть (по-
лезная мощность) — на враще-
ние винта, создающего тягу.
Отработавшие в турбине газы,

как и в предыдущем двигателе, проходят через выходное сопло,
расширяются до атмосферного давления и создают дополни-
тельную реактивную тягу от прямой реакции газовой струи.
Дополнительная тяга, создаваемая отработавшими газами, яв-
ляется бесспорным преимуществом авиациойных газовых тур-
бин по сравнению со стационарными, где кинетическая энергия
отработавших газов совершенно не используется. Соотноше-
ние между количеством энергии, затрачиваемой на компрессор,

винт и прямую реакцию, устанавливается конструктором дви-
гателя.

В построенных турбовинтовых двигателях основная часть
свободной (полезной) энергии газов, примерно 75—90%, расхо-
дуется на винт и лишь оставшаяся небольшая часть исполь-
зуется для создания дополнительной тяги от прямой реакции
газовой струи. В) соответствии с этим давление газа за турби-
ной (в сечении 4—4) меньше, чем в турбореактивном двига-
теле и может быть доведено даже до атмосферного.

/Турбовинтовые двигатели выполняются и с двумя отдель-
ными турбинами, из которых одна работает на компрессор, а
другая на винт. Обычно, в этом случае применяются соосные
валы —1 полый вал соединяет одну турбину с компрессором, а
вал, проходящий внутри полого, соединяет вторую турбину с
винтом.

Газ, отработавший в первой турбине, направляется во вто-
рую, причем расширение газа в первой турбине естественно
осуществляется не полностью, а частично--необходимый пере-

пад давления оставляется для второй турбины и для реактив-
ного сопла. Отработавший во второй турбине газ используется
для создания дополнительной (реактивной), тяги.

в) Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схема двухконтурного турбореактивного двигателя в кото-
ром газовая турбина используется для привода компрессора А
и вентилятора О, показана на фиг. 59.

Новое в этой схеме со-
стоит в том, что основной
двигатель заключен в до-
полнительный кожух (ка-
пот) Р. Таким образом
получается второй контур
двигателя, почему эти
двигатели и называются
двухконтурными. В; коль-
цевом сечении Н, образо-
ванном основным и до-
полнительным кожухами,
помещен дополнительный

Фиг. 59. Принципиальная схема двухкон-
турного турбореактивного двигателя.

компрессор О, создающий

малые давления (откуда и название — вентилятор). Вентиля-
тор О посаженный на'общий вал с турбиной, забирает из ат-
мосферы большое количество воздуха (значительно» большее,
чем компрессор высокого» давления), и при низком давлении
прогоняет его по кольцевому сечению Н к выходу, в качестве
которого служит ^ибо реактивное сопло», либо Окружающий
вентилятор канал. В последнем случае вентилятор по своему
действию подобен многолопастному винту малого диаметра,

вращающемуся в туннеле.

Добавление большой массы воздуха к потоку газов, выходя-
щих из сопла первого (внутреннего) контура (увеличение об-
щего расхода газа через двигатель), делает на малых скоро-
стях двухконтурный двигатель более эффективным, чем турбо-
реактивный, но все же менее эффективным, чем турбовинтовой.
При больших (но дозвуковых) скоростях, в связи с понижением
к. п.д. винта, применение вентилятора, заключенного в капот,
имеет преимущества по сравнению с обычным винтом. Что же
касается весьма больших (сверхзвуковых) скоростей полета, то
на них наиболее эффективным двигателем является турборе-
активный.
Таким образом, двухконтурный двигатель занимает проме-
жуточное место между турбореактивным и турбовинтовым дви-
гателями.

Мощность турбины двухконтурного двигателя расходуется
на приведение в действие компрессора и вентилятора. Тяга дви-
гателя создается в результате прямой реакции газовоздушной

струи.

Разумеется вентилятор может приводиться в действие и от
отдельной турбины. Принцип работы турбины в. этом случае
ничем не отличается от турбины в турбовинтовом двигателе, с
той только разницей, что мощность турбины используется не на
винт, а на вентилятор. Вентилятор не обязательно должен быть

расположен впереди основного корпуса двигателя; он может
быть помещен и над компрессором или над турбиной.

Таким образом авиационную газотурбинную установку, схе-

матизируя явление, можно рассматривать как своего рода гене-
ратор, обеспечивающий на выходе из турбины, приводящей ком-

прессор, некоторое количество горячих газов, находящихся под
избыточным против атмосферного давлением. Эти газы можно

использовать различным способом для создания тя^и и в ре-
зультате получить тот или иной тип двигателя. Пропуская газы

через реактивное
н ы й двигатель,

Фиг. 60. Схема цен-
тробежного ком-
прессора с односто-
ронней крыльчаткой.

диска. Крыльчатка

сопло, мы будем иметь турбореактив-
создающий тягу прямой реакцией газовой
струи. Пропуская эти же газы через другую
турбину, связанную с воздушным винтом,
получим турбовинтовой двигатель, в кото-
ром тяга создается в основном воздушным
винтом. Наконец, используя энергию газов
для вращения вентилятора, получим двух-
контурный турбореактивный двигатель.

§ 33. Компрессоры авиационных
газотурбинных двигателей

В1 авиационных турбинах применяются
как центробежные, гак и осевые компрес-
соры, а в отдельных случаях — комбиниро-
ванные типы.

Центробежные компрессоры бывают с
односторонним входом воздуха и двухсто-
ронним. При одностороннем входе воздуха
крыльчатка компрессора имеет радиальные
ребра или лопатки только с одной стороны
монтируется на общий вал с турбиной. На

фиг. 60 показана схема движения потока воздуха при одно-
стороннем входе. Воздух поступает через заборный патрубок 1
на крыльчатку 2 компрессора, отбрасывается на периферию
диска, проходит через диффузор 3, где дополнительно сжимает-
ся, и по трубопроводам 4 направляется в камеру сгорания.
На фиг. 61 показан ротор турбины с двухсторонней крыль-
чаткой компрессора. При двухсторонней крыльчатке лопатки
располагаются по обеим сторонам диска, к каждой из которых
подводится воздух через заборники 1, расположенные по обеим
сторонам крыльчатки (фиг. 64). Далее воздушный поток дви-
жется так же, как и в случае одностроннего подвода воздуха.

Применение двухсторонней крыльчатки по сравнению с од-
носторонней увеличивает количество (расход) воздуха, прохо-

Фиг. 61. Ротор турбины с двухсторонней крыльчаткой компрессора.

дяшего через компрессор. Односторонняя же крыльчатка может
пропустить такое же количество воздуха, как и двухсторонняя
при условии увеличения ее размеров. Но так как увеличение
диаметра крыльчатки увеличивает лобовую поверхность двига-
теля, то такое увеличение нежелательно. Двухсторонняя крыль-
чатка позволяет уменьшить диаметр двигателя примерно на
4Оэ/о по сравнению с двигателем, имеющим одностороннюю
крыльчатку. Однако применение двухсторонней крыльчатки свя-
зано с необходимостью располагать входные патрубки, через
которые мог бы поступать воздух, по обе стороны крыльчатки,
а это увеличивает длину компрессора, и, следовательно, всего
двигателя. Кроме того, двухсторонняя крыльчатка, самоуравно-
вешивая осевые усилия в компрессоре, не разгружает от осевых
усилий турбинное колесо.

Односторонняя крыльчатка может быть так сконструирована,
что' она будет уравновешивать осевые усилия от колеса тур-
бины. Эти усилия не очень велики \И воспринимаются обычно
шариковыми подшипниками.

Центробежные компрессоры обычно применяются односту-
пенчатые, а осевые — многоступенчатые1. На фиг. 62 показан
ротор шестиступенчатого осевого компрессора 1 и одноступен-
чатой турбины 2, посаженных на общий вал 3. Лопатки 4 в
этом типе компрессора могут монтироваться как на отдельных
колесах, так и на барабане (труба цилиндрической формы).

Движение воздушного потока в осевом компрессоре можно
проследить по фиг. 57. Воздух поступает по кольцевому входу,
сжимается в последовательно расположенных ступенях осевого
компрессора и поступает в камеру сгорания.

Фиг. 62. Ротор одноступенчатой турбины с шестиступенчатым
осевым компрессором.

Схема многоступенчатого комбйнированного компрессора по-
казана на фиг. 63. В этой схеме первые девять ступеней А
осевого типа, а последняя В — центробежного. Путь воздуха
показан стрелками.

Для обеспечения работы авиационной газовой турбины ком-
прессор должен подавать воздуха примерно в четыре-пять раз
больше, чем для обычного поршневого мотора. Это объясняется
тем, что при сгорании топлива, применяемого в настоящее вре-
мя, температура смеси доходит до 2200—2700° С в зависимости
от состава горючей смеси, степени сжатия и других факторов.

Так как поршневый двигатель может работать при темпе-
ратуре, доходящей до 2000—2200° С, то поэтому он потребляет
лишь то количество воздуха, которое необходимо для полного
сгорания топлива. Весовое отношение воздуха к сжигаемому
топливу, необходимое для полного сгорания смеси, равно при-
мерно 15 : 1. Следовательно, в поршневый двигатель на каждый
килограмм • подаваемого топлива нужно подать около 15 кг
воздуха.

Не то в авиационных турбинах. В них условия прочности
ряда деталей, в первую очередь лопаток, не позволяют рабо-
тать при высоких температурах газа. Для снижения темпера-
туры газа до уровня, допускающего надежную работу лопаток,
в камеру сгорания подается избыточный воздух сверх количе-
ства, необходимого для полного сгорания топлива. Поэтому ве-
совое отноЩение подаваемого воздуха к топливу в авиационной
газовой турбине достигает 60: 14-70 : 1. Таким образом на каж-
дый килограмм сжигаемого топлива в турбину нужно подать
60—70 [кг воздуха.

Фиг. 63. Схема многоступенчатого комбинированного компрессора
с девятью осевыми ступенями и одной центробежной.

Компрессоры центробежного типа обычно выполняются од-
ноступенчатыми с окружной скоростью колеса 370'—450 я/сек.

Компрессоры осевого типа выполняются многоступенчатыми
с числом ступеней 6—14 и окружной скоростью 240—280 м!сек.
Вследствие способности компрессоров этого типа пропускать
воздух с большими осевыми скоростями диаметр колес осевых
компрессоров получается значительно меньшим, чем у центро-
бежных, а длина компрессора — большей. Осевые компрессоры
имеют то преимущество перед центробежными, что при мень-
шем диаметре дают большую степень сжатия, но они тяжелее
и более сложны конструктивно, чем центробежные.
В турбореактивных двигателях лобовая поверхность при цен-
тробежном компрессоре определяется диаметром компрессора,
а при осевом — размером турбины и характером расположения
камер сгорания. '

В настоящее время к. п. д. осевых компрессоров лежит в
пределах 80—87%, а центробежных — 65—/76%.

Комбинированные компрессоры применяются с 'целью сокра-
щения габаритов и снижения веса двигателя.

§ 34. Камеры сгорания

Камеры сгорания в авиационных газотурбинных двигателях
выполняются либо в виде одной общей кольцевой камеры, по-
мещаемой внутри корпуса, либо в виде нескольких отдельных,
располагаемых по окружности корпуса, камер. Последние в свою
очередь разделяются на два типа: с возвратным движением
потока и прямоточного типа.

Кольцевая камера представляет собой трубу, в которую
вставлена, другая труба меньшего диаметра. В образованной
таким образом кольцевой полости (см. фиг. 57) и производится
сжигание топлива. Топливо в камеру подается через несколько
форсунок. Первоначальное воспламенение топлива производится
от электрической запальной свечи, а затем оно воспламеняется
от горячих газов.

Кольцевая камера проста по конструкции и на всех режи-
мах обеспечивает хорошее устойчивое сгорание топливной сме-
си. Поток воздуха и газоз в ней имеет прямое направление.

Схема двигателя с отдельными камерами сгорания, в кото-
рых осуществлено возвратное движение потока воздуха и газа,
показана на фиг. 64. Воздух, поступающий через заборные па-
трубки 1\ в компрессор 2 (в данной схеме — центробежного ти-
па, с двухсторонним входом), по выходе из последнего направ-
ляется в трубопровод 3. В конце трубопровода поток воздуха
поворачивается на 180° и поступает в камеру сгорания < рас-
положенную внутри этого трубопровода, двигаясь таким обра-
зом уже в обратном направлении. Выйдя из камеры, газ опять
меняет направление на первоначальное и поступает в турбину 5,
а после турбины — в реактивное сопло. Таким образом в этой
схеме газовоздушный поток дважды меняет направление — сна-
чала поворот делает поток воздуха, а затем струя газа.

Камеры с возвратным движением потоков имеют большие
гидравлические потери при повороте струи и, кроме того, более
сложны в производстве и имеют (в комплекте) большой вес.

При прямоточной камере сгорания поток воздуха за ком -
прессором и поток газа в камере движутся в одном и том же
направлении.

Внешний вид отдельной прямоточной камеры сгорания, при-
мененной в одном из турбореактивных двигателей, показан на
фиг. 65. Камера состоит из огневой части А и кожуха В с
106
Фиг. 64. Схема газотурбинной установки с возвратным
движением газовоздушного потока.

Фиг. 65. Внешний вид собранной и разобранной прямоточной
камеры сгорания.
крышкой С. При сборке огневая часть А вставляется в кожух В,
закрывается крышкой С и принимает вид 7). Воздух поступает
в огневую камеру через верхнее отверстие а в камере и ко
жухе, а также через мелкие отверстия Ь, расположенные на
боковой поверхности камеры. Газ выходит через нижнее от-
верстие с.

Отдельные камеры имеют то преимущество по< сравнению
с одной кольцевой камерой, что отдельную небольшую. камеру
проще и легче построить, довести до рабочего состояния и инди-
видуально испытать на стенде, прежде чем поставить на двига-
тель.

§ 35. Сопловой аппарат турбины

. Внешний вид соплового аппарата показан на фиг. 66 й 67.
На первой — со стороны входа газа, на второй — со стороны

Фиг. 66. Сопловой
аппарат турбины (вид со
стороны входа газа).

Фиг. 67. Сопловой
аппарат турбины (вид со
стороны выхода газа).

выхода. Поперечное сечение лопаток дано на фиг. 68. Лопатки
в этой конструкции выполнены охлаждаемыми, полыми, с де-
флектором внутри лопатки, направляющим охлаждающий воз-
дух к стенкам лопатки и обусловливающим движение воздуха
с большой скоростью.

Схема охлаждения соплового аппарата воздухом показана
на фиг. 69. Воздух из компрессора поступает в кольцевую по-
лость 2 и из нее, направляемый дефлектором с, проходит в со-
пловые лопатки. Охладив последние, воздух выходит через ще-
ли 3 на выходных кромках лопаток.

Лопатки по внутреннему диаметру приварены к кольцу из
листовой стали. По внешнему диаметру лопатки лишь направ-
ляются угольниками, приваренными к внешнему кольцу. Этим
обеспечивается свободное радиальное расширение лопаток при
нагревании.

Одна из конструкций соплового аппарата со сплошными
неохлаждаемыми лопатками показана на фиг. 70. Лопатки при-
108
клепаны к внутреннему кольцу и покрыты бандажем, в пазы
которого входят шипы лопаток.

Оригинальный метод крепления сопловых лопаток показан
на фиг. 71. Лопатки (литые) снабжены на торцах планками,
боковые поверхности которых скошены. Углы скоса на внут-
ренней и наружной планках сделаны различными, что препят-

Фиг.,69. Схема охлаждения лопаток
соплового аппарата турбины возду-
хом.

Фиг . 68. Поперечное се-
чение полых охлажда-
емых лопаток соплово-
го аппарата турбины.

Фиг.70. Неохлаждаемые
лопатки соплового ап-
парата турбины.

ствует выпадению лопаток, собранных с внутренним и наруж-
ным кольцами. Между этими кольцами и лопатками имеется
радиальный зазор, обеспечивающий возможность температур-
ного расширения.

Полые сопловые лопатки изготовляются из хромо-марганце-
вой стали, содержащей 9% хрома и 17—18% марганца, и из
хромокремнистой стали с содержанием хрома 13% и кремния
около 2,5%. Для изготовления сплошных лопаток применяют
сплав, содержащий 75% никеля и 25% хрома, а также кобаль-
товый сплав виталлиум, в котором содержание кобальта со-
ставляет 65%, а- хрома 28%. Лопатки из этого сплава изготов-
ляют отливкой. Возможно применение и других материалов
для сопловых лопаток.

Фиг. 71. Один из методов крепления лопаток соплового
аппарата турбины.

§ 36. Ротор турбины

а) Охлаждение ротора

В современных авиационных двигателях температура на
входе в турбину колеблется в пределах 750—875°'С. Повыше-
ние температуры, как известно, вызывает увеличение мощности
турбины и к. п. д. двигателя. Поэтому в недалеком будущем
следует ожидать повыЩения температуры перед турбиной до
950—1000° С.

Применяемые в настоящее время материалы для изготовле-
ния деталей турбины, даже при температуре 800° С, требуют
искусственного охлаждения вследствие ухудшения механических
свойств материала.

В предыдущем параграфе мы рассмотрели конструкцию
охлаждаемых сопел. Еще в большей степени нуждаются в
охлаждении детали турбинного ротора. В настоящее время в
авиационных двигателях это охлаждение производится обычно
воздухом.
(Применявшаяся ранее схема охлаждения диска водой пока-
зана на фиг. 72. К диску 1 турбины подведен экран 2 — двух-
стенный кожух, изготовленный по форме диска. Вода подво-
дится по трубке 5 к центру экрана и отводится по трубке 4,
Излучающееся горячим диском тепло передается холодному
экрану и уносится охлаждающей водой.

В дальнейшем от водяного охлаждения отказались в пользу
воздушного.

Фиг, 72, Схема охлаждения диска турбины водой.

Воздушное охлаждение применяется трех видов:

1Н Внешнее охлаждение, при котором воздухом омывается
(обдувается) внешняя поверхность деталей турбины.

2. Внутреннее охлаждение, при котором воздух пропускает-
ся внутри деталей по специальным каналам.

3. Комбинированное охлаждение, состоящее из двух указан-
ных выше видов.

Внешнее охлаждение диска турбины осуществляется путем
подвода к нему либо воздуха от специального вентилятора, ли-
бо сжатого главным компрессором воздуха.

Схема охлаждения диска наружным воздухом при помощи
вентилятора показана на фиг. 73. Охлаждающий воздух посту-
пает через отверстия 1, находящиеся в центре двигателя, омы-
вает переднюю сторону диска и по трубам 2 отводится наружу.

Для подсоса воздуха на передней стороне диска делаются
лопатки или же используется небольшой вентилятор. Узел
крыльчатки компрессора с крыльчаткой вентилятора А показан
на фиг. 74. Охлаждающий воздух, как и в первом случае, вхо-
дит через отверстия, находящиеся в центре двигателя, прого-
няется крыльчаткой вентилятора вдоль вала, омывает задний
Фиг. 73. Схема подвода атмосферного воздуха
при одностороннем охлаждении диска турбины.

Фиг. 74. Ротор компрессора с крыльчаткой
вентилятора для охлаждающего воздуха.
подшипник и переднюю плоскость диска, после чего по спе-
циальным трубам отводится наружу.

Фиг. 75. Схема двухстороннего охлаждения диска турбины.

Этот способ охлаждения диска турбины нельзя признать до-
статочно эффективным хотя бы потому, что воздухом обдувается

только одна сторона диска.

, При охлаждении диска сжатым воздухом
последний отбирается либо из диффузора одно-
ступенчатого центробежного компрессора, либо
от какой-нибудь ступени многоступенчатого осе-
вого компрессора1. Воздух подводится к турбине
по специальным каналам или трубам.

Схема двухстороннего охлаждения диска и
заднего подшипника сжатым воздухом показана*
на фиг. 75. Воздух отбирается из диффузора 1
центробежного компрессора и по трубкам 2 и 3
подводится к обеим поверхностям диска, после
чего поступает в общий поток газов. Воздух,
подводимый по трубке 2, по пути к передней
плоскости диска охлаждает подшипник 4. Этот
способ более эффективен, так как сжатым воз-
духом обдуваются обе стороны диска.

Описанные способы охлаждения применяют-
ся при сплошных лопатках турбины. При полых

Фиг. 76. Схема
охлаждения
полых лопа-
ток турбины
одного из по-
строенных дви-
гателей.

лопатках, естественно, применяется внутреннее
охлаждение, а иногда и комбинированное.

При внутреннем охлаждении пустотелые ра-
бочие лопатки в некоторых двигателях (фиг. 76)
изготовлялись из пластин или. труб, которым в
штампах придавались нужные размеры и про-
филь,. Затем основание 1 лопатки А подгонялось

к выступу 2 диска Вив местах 3 припаивалось к диску. Охлаж-
дающий воздух подводился к основаниям лопаток через коль-
цевую щель < образованную шайбой 5 и диском В турбины,
а затем по косому каналу 6, просверленному в диске, поступал
в полость лопатки. Сжатый воздух забирался от одной из сту-
пеней компрессора.

В других двигателях пустотелые лопатки изготовлялись
из листового материала. Профиль лопатки получался штампов-
кой, края сваривались по выходной кромке. Общий вид таких
лопаток и их крепление к диску показано на фиг. 77. Крепле-

Фиг, 77, Общий вид полых лопаток
турбины и крепление^их к диску.

Фиг, 78, Схема
движения охлаж-
дающего воздуха
в полой лопатке,
изображенной на
фиг, 77,

ние лопатки А к диску В осуществляется следующим образом.
К основанию 1 лопатки (ножке) приваривается стальной
штифт 2, лопатка вставляется в канавку 3, выфрезерованную в
ободе # диска, и закрепляется двумя стальными цилиндриче-
скими штифтами 5 и двумя клиньями 6, Воздух в лопатку вхо-
дит через отверстия над штифтом 2 с обеих ее сторон.

Схема прохождения воздуха в лопатке А показана на
фиг. 78. Воздух, подводится по щелям 1 между диском В и
шайбами 2 и, пройдя между расположенным внутри лопатки
дефлектором 3 и внутренней стенкой лопатки, выходит наружу
через приваренное донышко 4, Донышко служит для регулиро-
вания количества воздуха, проходящего через лопатку. Дефлек-
тор устанавливается в лопатке до сварки выходной кромки и
крепится к штифту 2 (фиг. 77). Назначение дефлектора заклю-
чается в том, чтобы приблизить поток воздуха к стенкам ло-
патки и повысить его скорость.
Воздух для охлаждения лопаток А забирается от четвертой
ступени компрессора и по каналу / (см. фиг. 69) подводится
к диску В и далее в лопатки. Таким образом здесь применено
комбинированное охлаждение — направляющие и рабочие ло-
патки охлаждаются изнутри, а диск и другие подверженные на-
рреву детали — по внешней поверхности. Этот способ охлажде-
ния следует признать более эффективным по сравнению с рас-
смотренными вытйе.

Внутреннее охлаждение лопаток позволяет применять менее
качественные стали, так как лопатки работают при меньшей
температуре.

б) Рабочие лопатки

Как уже указывалось, лопатки работают в исключительно
тяжелых условиях. Большие скорости движения газа и окруж-
ные скорости диска вызывают значительные нагрузки, а высо-
кие температуры газа понижают сопротивляемость материала
этим нагрузкам.

Лопатки испытывают сложные напряжения от действующих
на них центробежных и газодинамических сил.

Центробежные силы, являясь следствием вращения диска,
вызывают растяжение материала и изгиб, причем напряжение
изгиба в лопатке вызывается тем, что центры тяжести отдель-
ных ее сечений не всегда лежат на одном радиусе. Газодина-
мические силы, возникающие в лопатке вследствие давления
проходящих газов, вызывают напряжение изгиба.

Величина довольно больших суммарных напряжений от дей-
ствия всех этих сил зависит от скорости вращения диска, ско-
рости полета самолета, атмосферных условий и, конечно, темпе-
ратуры газов. Наибольшие напряжения лопатки испытывают у
корня, хотя профиль лопатки по ее высоте делается перемен-
ным, утолщающимся по направлению к корню.

В связи с такими тяжелыми условиями работы, лопатки мно-
гих турбин изготовляются из высококачественного материала —
сплава нимоник 80, содержащего 80% никеля и 20% хрома.
Лопатки из этого материала рассчитываются так, чтобы при
температуре перед турбиной 800—850° С суммарные напряже-
ния не превышали 24 кг! мм2. При этом учитывается, что двига-
тель не все время будет работать при максимальной нагрузке,
так как обычно большую часть своего срока службы двигатель
работает на скоростях газа и окружных скоростях на 5—10%
ниже максимальных; это уменьшает напряжения в лопатках на
10—20*% и, что наиболее важно, снижает температуру лопатки
по крайней мере на 50° С.

Опыт показал, что температура лопатки у выходной кромки
равна температуре газа, поступающего на лопатку, плюс
85—90° от повышения температуры газа вследствие торможе-
ния его. в пограничном слое возле поверхности лопатки.
В| настоящее время неохлаждаемые лопатки работают при
максимальной температуре около 750° С. Температура лопаток
в зависимости от конструкции турбины обычно бывает на
100—150° выше температуры газов на выходе из реактивного
сопла двигателя.

Более низкие температуры полых охлаждаемых лопаток по-
зволили изготовлять их из менее качественного материала. Так,
например, полые лопатки выполнялись из тинидура с содержа-
нием никеля 30% и хрома 15^/о, стали марки РВБ с содержа-
нием никеля 10% и хрома 16,5% и хромадура, содержащего
12% хрома (без никеля) и 18®/о марганца.

Фиг. 79. Виды креплений-
рабочих лопаток турбины
к диску.

Проводились также экспериментально-исследовательские ра-
боты по применению керамических лопаток. Прочность керами-
ки постоянна до очень высоких температур. Утверждают, что
температуру газа до 1500° С можно считать приемлемой для
работы керамических лопаток. Трудность применения керамики
состоит в том, что она плохо сопротивляется растяжению, по-
этому керамические лопатки стремятся конструировать так, что-
бы они работали только на сжатие.

Большие усилия, действующие вдоль оси лопаток и стремя-
щиеся вырвать их из диска, вынуждают уделять серьезное взи-
мание креплению лопаток к диску. Один из способов крепления
лопаток рассмотрен выше (см. фиг. 77).

Наиболее распространенными конструкциями креплений яв-
ляются:. а) соединение типа «елочки» (фиг. 79,а), при котором
ножки лопаток, имеющие трапецевидные зубцы, сопрягаются с
такими же зубцами в канавках обода диска; б) соединение, при
котором ножки лопаток, имеющие хвостовики А цилиндриче-
ской формы, вставляются в такие же пазы, расположенные на
ободе диска (фиг. 79,6); в) приварка лопаток к диску.
в) Диски

Диск испытывает напряжения от центробежных сил, вызы-

ваемых- вращательным движением, и от неодинаковой по ра-

диусу диска температуры. Напряжения от
центробежных сил при больших окружных
скоростях довольно велики.

Для равномерного распределения напря-
жений от центробежных сил диск изготов-
ляется конической 'формы с утолщением,
идущим к центру диска. Такие диски на-
зываются дисками равного сопротивления.
Обычно диски крепятся к валу на шпиль-
ках или привариваются к фланцу вала.
Каких-либо отверстий в диске, в том числе
в центре вала, следует избегать.

При одностороннем охлаждении диска
воздухом средняя температура обода диска
и ножек лопаток снижается примерно на
100—200°’С по сравнению со средней тем-
пературой лопаток. Обычно средняя темпе-
ратура диска на ободе непосредственно за

Фиг. 80. Колесо
двухступенчатой
турбины.

лопатками равна примерно 500° С и посте-
пенно понижается к центру диска до
150—200°'С. При такой разности темпера-

тур диск испытывает значительные терми-

ческие напряжения. Суммарные напряжения в теле диска при
различных условиях его работы обычно лежат в пределах
15—35 кг/мм2.

Фиг. 81. Схема шестиступенчатой турбины (на бандажах
третьей и шестой ступеней закреплены лопатки венти-
лятора).

Следует отметить, что диск турбины работает в более выгод-
ных условиях по сравнению с лопатками, поскольку он неш>
средственно не соприкасается с горячим газом.

Материалом для дисков многих турбин служит сталь с со-
держанием никеля 13,5°/о и молибдена 2°/о; для хорошо охлаж-
даемых дисков — хромистая сталь с содержанием хрома КР/о,
марганца О,7®/о и сталь, содержащая 2,8’/о хрома, О,4°/о мар-
ганца и 0,5й/о молибдена.

г) Многоступенчатые турбины

В двухступенчатых турбинах обычно оба ряда рабочих ло-
паток А располагают на одном диске (фиг. 80).

При трех ступенях первые две ступени чаще всего делают
так же, 4 третью — в виде отдельного диска с закрепленным на
его ободе одним рядом лопаток. Иногда все три ступени рас-
полагают на отдельных дисках.

На фиг. 81 показана схема шестиступенчатой турбины, уста-
новленной в двухконтурном двигателе, состоящей из трех ди-
сков. Первые две ступени А вращают компрессор, а последние
четыре ступени В — вентилятор. Два задних диска турбины
вращаются в противоположные стороны. К бандажам лопаток
этих дисков прикреплены лопатки вентилятора.

Глава девятая

ТИПОВЫЕ КОНСТРУКЦИИ АВИАЦИОННЫХ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

§ 37. Турбореактивные двигатели

а) Двигатели с центробежным компрессором

Типичная схема турбореактивного двигателя с центробеж-
ным компрессором изображена на фиг. 82. Двигатель имеет
центробежный компрессор 1 с двухсторонним входом воздуха,
одноступенчатую осевую газовую турбину 2 с односторонним
воздушным охлаждением, девять отдельных прямоточных ка-
мер сгорания 3.

Компрессор. Применение крыльчатки с двухсторонним
входом обусловлено желанием уменьшить диаметр двигателя и
повы1сить секундный расход воздуха. Крыльчатка изготовлена
из кованого алюминиевого сплава. Ее внешний диамётр 772 мм;
окружная скорость на максимальных оборотах 500 м/сек. Тем-
пература воздуха после сжатия в компрессоре повышается от
15 до 200О|С; степень сжатия 4, общий к. п. д. компрессора
0,76, секундный расход воздуха 40,5 кг/сек (последние три циф-
ры соответствуют работе двигателя у земли).

Турбина. Сопловая коробка турбины отлита из чугуна, а
направляю|щие лопатки изготовлены из сплава нимоник 75.
Лопатки посажены свободно и имеют возможность удлиняться
при нагреве.
Турбинное колесо состоит из сплошного стального диска.
Лопатки изготовлены из сплава нимоник и закреплены по типу
«елочки». Крепление позволяет лопаткам иметь некоторую игру
как вдоль оси, так и по окружности (в холодном состоянии).
Диск крепится к валу посредством фланцев со шлицами, имею-
щимися на диске и на валу; фланцы стягиваются сквозными
болтами.

Ротор опирается на три подшипника: два из них, роликовые
4, расположены на концах вала, а третий, шариковый 5, вос-

Фиг. 82. Принципиальная схема турбореактивного двигателя
с центробежным компрессором.

принимающий осевые нагрузки, находится в центре вала. Вал
ротора разъемный. Вал компрессора соединен с валом турбины
муфтой 6, находящейся рядом с центральным подшипником.
Окружная скорость на венце турбинного колеса 326 м/сек.
Максимальная температура газа на входе в турбину 875° С.
Перепад температур в турбине равен примерно 175° С. Следо-
вательно, температура перед реактивным соплом равна 700° С.
Для охлаждения турбины и подшипников применен вентилятор.
Крыльчатка И вентилятора посажена на вал между крыльчат-
кой компрессора и центральным подшипником. Вентилятор на-
правляет охлаждающий воздух к центральному и заднему под-
шипникам и к передней поверхности диска турбины.

Камеры сгорания. Двигатель имеет девять прямоточ-
ных камер сгорания, расположенных равномерно по окруж-
ности вокруг вала ротора. Передние концы камер соединены
с коленообразными выходными патрубками компрессора, отли-
тыми заодно с корпусом диффузора. Задние концы камер не-
сколько сужаются и свободно вставляются в корпус газосбор-
ника 9; конусность камер обеспечивает газонепроницаемость в
стыке при нагреве двигателя.

Каждая камера состоит из наружного кожуха, охватываю-
щего внутреннюю огневую камеру (см, фиг. 65). Топливо через
форсунку подается в огневую камеру. Воздух входит в нее че-
рез центральное отверстие и первый ряд отверстий на боковой
поверхности. В этой части камеры поддерживается весовое от-
ношение воздуха к топливу, равное 18: 1.

Через второй и третий ряды отверстий поступает так назы-
ваемый вторичный воздух, в результате чего весовое отношение
смеси увеличивается до 55: 1, а температура с 1800° С в зоне
горения понижается до 800° на входе в турбину.

Зажигание горючей смеси осуществляется при помощи за-
пального устройства, установленного в передней части камеры
и состоящего из пусковой форсунки и электрической запальной
свечи. При запуске топливо поступает в форсунку, распыляется
и воспламеняется от запальной свечи. Возникшее таким обра-
зом пламя зажигает основную струю топлива, выходящего из
двойной форсунки (с двумя каналами для подачи пускового
и основного топлива), через которую поступает топливо во
время работы двигателя. Запальное устройство устанавливается
в двух камерах сгорания. Зажигание смеси в остальных каме-
рах осуществляется при помощи соединительных трубок, свя-
зывающих между собой все камеры сгорания. Топливо из
самолетного бака поступает через фильтр к двум насосам, ко-
торые подают его в камеры сгорания. Топливом служит авиа-
ционный керосин с добавкой одного процента смазочного масла.
Удельный вес топлива 0,806 г/см3.

Отношение расхода воздуха к минимально необходимому
его количеству для полного сгорания топлива (так называемый
коэффициент избытка воздуха) составляет 3,8. Средняя темпе-
ратура газов во внутренней камере, изготовленной из сплава
нимоник 75, доходит до 1100° С.

Смазка подшипников производится разбрызгиванием. За-
пуск осуществляется электрическим стартером. Электростартер
установлен на левой стороне корпуса приводов.

Реактивное сопло — нерегулируемое, максимальная темпера-
тура газа в нем 700° С.

Управление двигателем в полете ручное для регулировки
подачи топлива и автоматическое для корректирования подачи
топлива по высоте и скорости полета.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воз-
дух через заборные патрубки, расположенные по обе стороны
крыльчатки компрессора, поступает в компрессор, сжимается
в нем и по трубам 7 подается в камеры сгорания. Одновременно
в камеры сгорания через форсунки 8 впрыскивается топливо и
смесь воспламеняется способом, описанным выше. Образовав-
шиеся газы поступают в газосборник 9, а оттуда через сопловой
120
аппарат 10 на лопатки турбины. После турбины газы, имеющие
еще избыточное давление и достаточно высокую температуру,
с большой скоростью вытекают через реактивное сопло 12 в
атмосферу и создают реактивную тягу, направленную в сторону,
обратную истечению газовой струи. Вся мощность турбины в
двигателе затрачивается на привод компрессора.

Фиг. 83. Общий вид турбореактивного двигателя с центробежным
компрессором:

1—топливные насосы; 2—барометрический регулятор; 3— корпус приводов к агрегатам;
4—защитная сетка; 5—фланец установки форсунки; б—кожух камеры сгорания; 7 и
8—топливные трубопроводы; 9—наружный кожух реактивного сопла; 10—узел подвески
двигателя; 11—патрубок от компрессора; 72—заливная горловина маслосборника; 73-
маслосборник; 14—стартер; 75- суфлер.

Общий вид двигателя показан на фиг. 83. Диаметр его
1255 мм,- длина (с конусом) 2455 мм, лобовая поверхность
1,23 м2, сухой вес 705 кг.

Максимальная тяга на земле при 12 300 об/мин. турбины и
копрессора составляет 2270 кг, часовой расход топлива
2410 кг!час, удельный расход топлива 1,06 кг!кг тяги час. При
скорости 960 км/час и тех же оборотах турбины и компрессора
тяга равна 2020 кг; тяговая мощность при этом составляет
7220 л. с., часовой расход топлива 3000 кг/час и удельный рас-
ход 1,48 кг/кг тяги час.
Ю 11

Если сухой вес двигателя от-
нести к мощности, развиваемой
им при скорости 960 км/час, то
удельный вес его окажется рав-
ным примерно' 0,1 кг/л. с. Ста-
ционарная турбина мощностью в
6500 л. с. весила 374 т, что со-
ставляет 57,5 кг на 1 л. с. Эти
данные указывают на высокую
напряженность работы авиаци-
онных турбин, сочетающуюся в
них с легкой, ажурной конструк-
цией по сравнению с массивны-
ми и тяжелыми стационарными
турбинами.

б) Двигатели с осевым компрессором

Продольный разрез одного из
турбореактивных двигателей с
осевым компрессором показан
на фиг. 84.

Двигатель имеет семиступен-
чатый осевой компрессор /, одно-
ступенчатую осевую газовую
турбину ? с воздушным охлаж-
дением и одну кольцевую каме-
ру сгорания 3.

Компрессор. Внешний
диаметр колеса 574 расход
воздуха у земли 19 кг/сек; сте-
пень сжатия 3,2; общий к. п. д.
0,78. Компрессор имеет семь вра-
щающихся колес, посаженных на
общий вал и семь неподвиж-
ны$ направляющих аппаратов 5,
закрепленных в корпусе. Перед-
ний конец вала компрессора опи-
рается на строенный шарикопод-
шипник 6, который восприни-
мает и осевые усилия, а задний
конец — на роликовый подшип-
ник 7.

। Окружная скорость колес до-
стигает 272 м/сек. Осевая ско-
рость воздуха в компрессоре
постепенно уменьшается со
170 м/сек перед компрессором
до 100 м/сек за компрессором.
Турбина. Диск прикреплен к фланцу вала болтами.
Внешний диаметр колеса турбины 620 мм, окружная скорость
на венце колеса 266 м!сек, к. п. д. турбины у земли 0,79. Вал 8
турбины (сидящей консольно) опирается на два подшипника;
передний из них 9 — шариковый, а задний 10 — роликовый.

Материал для лопаток, способ их выполнения, крепления и
охлаждения описаны выше (см. фиг. 77).

На охлаждение сопловых и рабочих лопаток турбины при
работе на земле расходуется примерно 3—13,5% воздуха от
всего количества, поступающего в двигатель. Применение по-
лых лопаток с воздушным охлаждением позволило значительно
поднять температуру газа.

Камера сгорания. Длина кольцевой камеры сгорания
750 мм, внешний диаметр 638 мм, внутренний диаметр 320 мм,
объем камеры 113 л. Основное топливо — керосин — подается
под давлением 60 ат к. 16 форсункам, распыляющим его по на-
правлению воздушного потока в камере.

Запуск двигателя производится двухтактным бензиновым мо-
торчиком (мощностью 8—10 л. с.) с электростартером. Пусковое
топливо — авиабензин — подается в камеру через шесть допол-
нительных пусковых форсунок. Воспламенение смеси при запуске
производится двумя электрическими свечами; в дальнейшем топ-
ливная смесь воспламеняется от пламени, устанавливающегося
в камере.

Камера сгорания охлаждается воздухом, отбираемым для
этой цели от общего потока в начале камеры. После охлаж-
дения камеры этот воздух направляется на охлаждение лопа-
ток соплового аппарата 11.

Свечи и подача пускового бензина выключаются при пере-
ходе двигателя на основное топливо. Максимальная температу-
ра газов в конце камеры сгорания 850° С. Отношение весовых
количеств воздуха и топлива примерно равно 60:1.

Смазка двигателя осуществляется под давлением 6—7 ат.
Подшипники смазываются разбрызгиванием из спрейеров. Масло
охлаждается в радиаторе.

Реактивное сопло 12 регулируется подвижным конусом 13,
имеющим четыре фиксированных положения. Температура газа
в сопле 620° С; максимально допустимая температура газа при
кратковременной работе 750°' С.

В полете двигатель управляется от руки путем передвиже-
ния топливного рычага и корректора конуса сопла. На каждом
режиме число оборотов двигателя поддерживается постоянным
при помощи центробежного, регулятора.

Принцип работы двигателя с осевым компрессором такой же,
как и описанного выше двигателя с центробежным компрессо-
ром; вся мощность его турбины расходуется на вращении ком-
прессора.
Фиг. 85. Общий вид турбореактивного двигателя с осевым
компрессором.

Общий вид двигателя показан на фиг. 85. Внешний диаметр
двигателя с агрегатами 835 мм, длина 3300 мм (без конуса),
лобовая поверхность 0,55 м\ сухой вес 670 кг. Максимальная
тяга на земле при 9800 об/мин турбины и компрессора 880 кг,
часовой расход топлива 1320 кг!Час, удельный расход топлива
1,5 кг/кг тяги час.

в) Двигатели с комбинированным компрессором

В 1945 г. был построен оригинальный турбореактивный дви-
гатель с комбинированным четырехступенчатым компрессором

Фиг. 86. Схема турбореактивного двигателя с комби-
нированным компрессором.

(фиг. 86). Первая ступень 1 выполнена в виде диагонали (нечто
среднее между центробежной и осевой ступенями), последую-
щие ступени 2 — осевые. Камера сгорания 3 кольцевого типа.
Турбина 4 — двухступенчатая, с воздушным охлаждением полых
лопаток.

В двигателе предусматривался дополнительный подвод топ-
лива в полость 5 за турбиной с целью форсирования двигателя
в случае необходимости. Максимальная тяга двигателя 1300 кг,
сухой вес 840 кг, лобовая поверхность 0,6 м2, длина 3060 мм,
удельная лобовая тяговая поверхность 4,37 см2/кг тяги, габарит-
ный диаметр 875 мм, удельный вес 0,672 кг/кг тяги, удельный
расход топлива 1,31 кг!кг тяги час.

Этот двигатель своими габаритами выгодно отличается от
двигателей других типов той же мощности.

§ 38. Сравнение по основным параметрам турбореактивных
двигателей с центробежным и осевым компрессорами

Применение компрессоров различного типа существенно ска-
зывается на основных параметрах двигателей. Турбореактивные
двигатели с центробежным компрессором и с теми же примерно
основными данными, что и у двигателей с осевым компрессором,
имеют больший диаметр (и, следовательно, большую лобовую
поверхность), меньшую длину и меньший вес.

Габаритный диаметр турбореактивных двигателей с осевым
компрессором составляет в среднем 100—1000 мм, между тем
как диаметр любого двигателя с центробежным компрессором
превышает 1000 мм. Удельная лобовая поверхность двигателей
с осевым компрессором колеблется в пределах 4,25—
5,74 см2/кг тяги, а в двигателях аналогичной мощности, но с цен-
тробежным компрессором — в пределах 9,25—11,7 см2/кг тяги.

У двигателей с центробежным компрессором большой мощ-
ности и более позднего выпуска удельная лобовая поверхность
составляет 5,28—6,55 смЧкг тяги. Двигатели с центробежным
компрессором, в том числе и мощные, имеют длину менее
3000 мм, тогда как двигатели с осевым компрессором имеют
длину около 4000 мм, а у более мощных двигателей длина
доходит до 4260 мм.

Удельный вес двигателей с центробежным компрессором ле-
жит в пределах 0,314—0,545 кг/кгтяги, а двигателей с осевым
компрессором в пределах 0,750—0,800 кг/кг тяги. В более мощ-
ных двигателях удельный вес значительно снижен и состав-
ляет 0,500—0,730 кг/кг тяги.

Удельный расход топлива у двигателей с центробежным ком-
прессором колеблется в пределах 0,95—1,23 кг/кгтяги час. У пер-
вых двигателей с осевым компрессором средней мощности он
составлял 1,48—1,50 кг/кгтяги час, а у двигателей более позд-
него выпуска примерно равен расходу двигателей с центробеж-
ным компрессором.

Турбореактивный двигатель с комбинированным компрессо-
ром не учитывался при сравнении, так как он имеет свои осо-
бенности. Основные параметры двигателя приведены при его
описании.

§ 39. Двухконтурные турбореактивные двигатели

Фиг. 88. Общий вид диска
вентилятора, применен-
ного в двухконтурном тур-
бореактивном двигателе.

Газотурбинный двигатель с туннельным вентилятором (двух-
контурный) был построен в 1943 г. Двигатель состоит из девяти-
ступенчатого осевого компрессора; двухступенчатого вентилято-
ра без направляющего аппарата с
противоположным вращением ступе-
ней; двухступенчатой основной турби-
ны, работающей на компрессор; че-
тырехступенчатой дополнительной тур-
бины (приводящей в действие венти-
лятор), с двумя дисками, вращающи-
мися в противоположные стороны;
кольцевой кам1еры сгорания с 20-ю
форсунками для подачи топлива.

Расположение вентилятора в дви-
гателе показано на фиг. 87.

Установка вентилятора увеличила
тягу двигателя с 815 до 1820 кг, но
при этом увеличился и вес двигателя
с 690 до 1000 кг и лобовая поверх-
ность с 0,55 до 1,17 м2.

Общий вид диска туннельного
вентилятора показан на фиг. 88. Ло-
патки вентилятора прикреплены к
венцу колеса турбины.

В том же году был построен дру-
гой опытный образец двухконтурного
турбореактивного двигателя, который
не был пу1щен в производство из-за
сложности конструкции. Этот двига-

тель состоит из 17-ступенчатого осевого компрессора с девятью
ступенями, вращающимися в одну сторону, и восемью — в дру-
гую; трехступенчатого вентилятора (компрессор низкого дав-
ления) и одноступенчатой охлаждаемой газовой турбины. Ло-
патки вентилятора закреплены на наружном барабане компрес-
сора высокого давления, несущего восемь ступеней.

Лопатки турбины охлаждаются путем парциального (частич-
ного) подвода газа; 70°/о периферии диска омывается газами и
3№/о охлаждающим воздухом. Несмотря на эффективность та-
кого метода охлаждения, он вызывает, однако, сильные вибра-
ции лопаток и ухудшает к. п. д. установки.

Мощность, развиваемая турбиной, затрачивается на привод
компрессора и вентилятора.
§ 40, Турбовинтовые двигатели

Проектированием турбовинтовых двигателей начали зани-
маться за несколько лет до второй мировой войны и особенно
интенсивно во время войны и в послевоенный период. В резуль-
тате построено сравнительно много турбовинтовых двигателей,
причем некоторые из них только в виде опытного образца.

Примерно одна половина двигателей строилась на базе со-
ответствующих турбореактивных двигателей, а другая специ-
ально в качестве турбовинтовых. Во всех построенных турбо-
винтовых двигателях энергия отходящих газов использована
(в той или иной степени) для создания дополнительной реак-
тивной тяги. '

Почти все турбовинтовые двигатели имеют большую суммар-
ную мощность, т. е. мощность, развиваемую на валу плюс при-
веденную тяговую мощность от прямой реакции.

Компрессоры турбовинтовых двигателей — чаще всего осевые
многоступенчатые с числом ступеней, доходящим до 14, реже —
комбинированные и лишь в одном случае применен центробеж-
ный компрессор.

Турбины турбовинтовых двигателей одноступенчатые или
многоступенчатые с числом ступеней не более четырех. При одно-
ступенчатой турбине или при двух ступенях, но с одним диском,
вал турбины соединяется с валом компрессора и валом винта
(одновальная система передачи мощности турбины). При много-
ступенчатой турбине с числом дисков большим одного, ступени,
приводящие компрессор и винт, соединяются раздельно. В этом
случае применяются соосные винты (двухвальная система).

Двигатели строились и с одной кольцевой камерой сгорания
и с несколькими (6—41) отдельными прямоточными камерами.

Ниже дается описание нескольких турбовинтовых двигате-
лей, типичных как по своим конструктивным особенностям, так
и по развиваемым мощностям.

а) Двигатели с осевым компрессором

Принципиальная схема турбовинтового двигателя с осевым
компрессором и одновальной передачей, построенного в 1945 г.
на базе турбореактивного двигателя, показана на фиг. 89. Дви-
гатель состоит из 14-ступенчатого осевого компрессора 1, одной
двухступенчатой (однодисковой) турбины 2, одиннадцати камер
сгорания 3 прямоточного типа, редуктора 8 и вспомогательных
агрегатов.

Корпус компрессора изготовлен из алюминиевого сплава и
состоит из двух половин, соединяющихся в горизонтальной пло-
скости. Степень сжатия воздуха в компрессоре равна 5.

Внутри корпуса расположены неподвижные направляющие
лопатки 4. К концам ротора компрессора прикреплены болтами
два стальных вала 5 и 6. Передний конец вала 5 через редук-
128
СО

го

!. Применко

Фиг. 89. Принципиальная схема турбовинтового двигателя с осевым компрессором и одновальной передачей.
то,р 5 соединяется с валами 9 и 10 винтов. Задний конец вала
соединен с диском турбины. Комплексный ротор покоится в
подшипниках качения: 7 — спереди, 1\1, 12 — сзади.

Все подшипники охлаждаются сжатым воздухом. Охлаждаю-
щий воздух подводится для задних подшипников из пятой сту-
пени компрессора, а для передних — из седьмой ступени. Осе-
вые усилия на валу воспринимаются передними подшипниками.

Масло для смазки подшипников подводится по трубкам, по-
мещенным внутри трубок, служащих для подвода охлаждающе-
го воздуха.

Турбина с двумя рядами лопаток, расположенными на одном
диске (ступени скорости), охлаждается сжатым воздухом, по-
ступающим к передней и задней поверхностям диска. Рабочие
лопатки закреплены в диске соединением «елочного» типа.
Мощность турбины используется для вращения компрессора и
двух четырехлопастных соосных винтов, вращающихся в разные
стороны.

Камеры сгорания состоят из двух камер — внещней и вну-
тренней — и расположены по окружности двигателя. Внешние
камеры изготовлены из нержавеющей стали, а. внутренние — из
сплава нимоник 75. В центре каждой внутренней камеры поме-
щены смесительные камеры, в которые подается топливо и воз-
дух в количестве, необходимом для нормального сгорания топ-
лива. Характерная особенность конструкции камер сгорания со-
стоит в том, что топливо, подаваемое в них посредством впрыска
под высоким давлением, скорее испаряется, чем распыливается,
благодаря чему достигается равномерное и полное сгорание
смеси.

Камеры сгорания присоединяются к корпусу диффузора по-
средством эластичного соединения в виде волнистых компенса-
торов. Такое соединение предохраняет камеры от деформации,
неизбежной при жестком креплении, так как детали, подвер-
женные высокому нагреву, заметно увеличиваются в размерах.

Сопловой аппарат турбины, состоящий из двух рядов на-
правляющих лопаток 13, укреплен в корпусе турбины, который
соединяется со средней частью двигателя.

Редуктор состоит из ряда шестерен, соединяющихся с валом
турбины и валами соосных винтов. Передаточное число редук-
тора 0,1123. ь

Двигатель работает следующим образом. Атмосферный воз-
дух через коленообразный кольцевой патрубок 14 поступает в
компрессор, при этом поток воздуха поворачивается на 180°.
В компрессоре воздух сжимается и направляется в камеры сго-
рания (поток воздуха вновь поворачивается на 180°). Часть воз-
духа (примерно одна пятая всего количества) через переднее
отверстие внутренней камеры входит в смесительную камеру 15;
сюда же через форсунку 16 впрыскивается и топливо. В смеси-
тельной камере, где поддерживается нормальное соотношение
130
между воздухом и топливом, обеспечивающее полное сгорание
топливной смеси, происходит первоначальное сгорание. Продук-
ты сгорания нагревают смесительную камеру, вследствие чего
вновь поступающее топливо испаряется. Часть так называемого
вторичного воздуха, служащего для понижения температуры га-
зов, поступает во внутреннюю камеру через отверстия, располо-
женные у основания куполообразной головки этой камеры, и
через отверстия, имеющиеся в конце камеры, и смешивается с
потоком, выходящим из смесительной камеры. Другая часть вто-
ричного воздуха полностью обтекает внутреннюю камеру сго-
рания и охлаждает ее. Окончательное перемешивание вторич-
ного воздуха и газов, выходящих из внутренней камеры, про-
исходит за внутренней камерой, где установлены специальные
дефлекторы. Далее газовоздушная смесь направляется в сопло-
вой аппарат, а оттуда — последовательно в первую и вторую сту-
пени турбины.

Из турбины газ выходит наружу через реактивное сопло 17.
и создает дополнительную тягу от реакции газовой струи. Реак-
тивная тяга получается небольшой, потому что почти весь пере-
пад давления используется в турбине.

Зажигание смеси производится воспламенителями, установ-
ленными в двух камерах сгорания. Предполагается установка
воспламенителей во всех камерах сгорания, так как существую-
щая система, повидимому, не обеспечивает надежного запуска
на больших высотах.

Топливная система двигателя состоит из следующих агрега-
тов: главного топливного насоса,. дросселя и высотного коррек-
тора с дозирующим жиклером, распределителя топлива с кла-
паном для запуска, И фо-рсунок (по числу камер сгорания),
топливного бачка и фильтра. Топливный насос снабжен регуля-
тором максимальных оборотов. Стопкран управляется рычагом
от летчика. Дроссельный клапан связан тягами с ручкой газа
и с управлением винтами. Таким образом все управление на
всем диапазоне чисел оборотов от режима малого газа до ре-
жима полного газа сосредоточено в одном рычаге управления.

Распределитель топлива равномерно распределяет топливо
по форсункам каждой камеры. Если температура выхлопных га-
зов превысит максимально допустимую величину, подача топли-
ва уменьшается при помощи специального приспособления.

Запуск двигателя производится бензиновым моторчиком. По-
следовательность включения различных агрегатов при запуске
двигателя производится автоматически.

На двигателе установлены следующие агрегаты (кроме уже
упомянутых): комбинированные нагнетающая и отсасывающая
маслопомпы, воспламенитель с клапанами управления, система
перепуска воздуха из компрессора наружу при запуске, автомат
для регулирования температуры выхлопных газов и две вибра-
ционные катушки для зажигания при запуске. Кроме того,
имеется еще привод коробки агрегатов, на который при крей-
серском режиме затрачивается 60 л. с.

Для контролирования работы двигателя установлены следую-
щие приборы: счетчик оборотов, термометры для замера темпе-
ратуры выхлопных газов и температуры масла, два манометра
для замера давления масла, манометр для замера тяги и сигна-
лизатор пожара.

Основные данные двигателя

Дополни-

Мощность тельная

Максимальная мощность на земле
при 8000 об/мин. турбины......

Удельный расход топлива на этом
режиме........................

Максимальная мощность у земли
при оборотах турбины 8000 об/мин.
и при скорости полета 800 км/час .

Удельный расход топлива на этом
режиме........................

Максимальная мощность крейсер-
ского режима (продолжительный
режим) на земле при оборотах тур-
бины 7600 об/мин..............

Удельный расход топлива на этом
р ежиме...................

Максимальная мощность крейсер-
ского режима у земли при оборотах
турбины 7600 об/мин и скорости
полета 640 км/час ........

на винте реактивная
тяга

3670 л. с. 520 кг

0,35 кг/эфф. л. с. час

№2Ъл.с. 128 кг

0,255 кг/эфф. л. с. час

2720 л. с. 430 кг

0,380 кг/эфф. л. с. час

ЗШл.с. 100 кг

Удельный расход топлива на этом
режиме.......................

0,290 кг/эфф. л. с. час

Габариты двигателя:

Первая
модифи-
кация

Вторая
модифи-
кация

Диаметр ...................

Длина .....................

В том числе длина выхлопного
патрубка ..... ............

Сухой вес....................

Установочный вес (с винтами) . .
Расход масла ........... ...

Циркуляция масла ............

Передаточное число редуктора . .

1380 мм
3492 „

912 „
1365 кг
1860 „
2,27 л/час.

545 „
0,123

1065 мм
3492 „

912 „
1350 кг
1790 „
2,27 л/час
545 „

0,123

Общий вид двигателя показан на фиг. 90.

Недостатком двигателя является резкое падение мощности
при снижении оборотов. Например, на половинном числе обо-
ротов, что соответствует режиму малого газа, двигатель разви-
вает мощность не более 100 л. с. Поскольку обороты винта при
Фиг. 90. Общий вид турбовинтового двигателя с осевым компрессором и одновальной передачей.
этом также снижаются наполовину, положение малого шага вин-
та использовать нельзя, так как для съема такой малой мощ-

ности лопасти винта должны
быть повернуты почти в нуле-
вое положение.

На фиг. 91 показан общий
вид малогабаритного турбовин-
тового двигателя, построенно-
го ® 1946 г., который можно
считать представителем класса
двигателей малой мощности.
Двигатель состоит из осевого
компрессора со входом возду-
ха непосредственно за обтека-
телем винта; турбины, поса-
женной на общий вал с ком-
прессором; шести камер сго-
рания прямоточного типа; ре-
активного сопла и вспомога-
тельных агрегатов.

Взлетная мощность двига-
теля 1000 л. с. плюс 145 кг
реактивной тяги.

Постройка этого двигателя
имела в виду проверить воз-
можность использования тур-
бовинтового двигателя малой
'мощности и сравнить его с
поршневым. Габаритный раз-
мер двигателя 687 мм, сухой
вес 340 кг; лобовая поверх-
ность 0,37 м2, что составляет
около ЗО^/о лобовой поверхно-
сти поршневого мотора той же
мощности, а вес — около 75®/о
веса поршневого мотора.

Двигатель предназначается
для установки на транспорт-
ные самолеты1 с небольшой
дальностью полета.

б) Двигатели с комбинированным
компрессором

Рассматриваемый турбовин-
товой двигатель (фиг. 92) с
комбинированным компрессором и двухвальной системой пере-
дачи спроектирован с таким расчетом, чтобы его основные
данные на высотах более 6000 м и при скоростях свыше
со

Фиг. 92. Принципиальная схема турбовинтового двигателя с комбинированным компрессором, двухвальной передачеи
и теплообменником для регенерации тепла отходящих газов.
480 км/ч^с не уступали бы поршневому. При этом считалось
допустимым иметь расход топлива повышенный на 5—10% по
сравнению с поршневым двигателем, поскольку газотурбинный
двигатель не нуждается в охлаждении (за исключением не-
большого маслора'диатора). Двигатель выпущен в 1945 г. Ори-
гинальной особенностью этого двигателя является наличие теп-
лообменника для регенерации тепла отходящих газов, благо-
даря чему значительно снижен расход топлива.

Двигатель (фиг. 92) состоит из многоступенчатого комбини-
рованного компрессора /; двух газовых турбин 2 и 3, из которых
первая соединена с компрессором, а вторая, главная, турбина
через промежуточный вал 4 и редуктор 5 приводит во враще-
ние пятилопастный воздушный винт; восьми камер сгорания 6
прямоточного типа; теплообменника 7 (регенератора) и вспо-
могательных агрегатов.

Компрессор 1 — комбинированного типа состоит из де-
вяти осевых ступеней 1а и одной (последней) центробежной сту-
пени \Ь. Общая степень сжатия при полете со скоростью
480 км/час на высоте 6000 м равна 5. Комбинация осевого ком-
прессора с центробежным выбрана в целях получения высокой
степени сжатия и сохранения высокого к. п. д. в широком диа-
пазоне режимов работы компрессора.

Компрессор при 8200 об/мин. подает на земле 13,6 кг/сек
воздуха. Мощность, требуемая для привода компрессора, со-
ставляет около 3500 л. с.

Лопатки осевого компрессора изготовлены из алюминиевого
штампованного сплава и закреплены в роторе с помощью зуб-
чатых пазов. Крыльчатка центробежного компрессора — закры-
того типа, сделана из дуралюминовой поковки и прикреплена к
барабану осевого компрессора болтами.

Турбины. Первая турбина 2, работающая на компрессор,
имеет два ряда лопаток, закрепленных на одном диске. Вторая
турбина 3 с одним венцом работает на привод воздушного вин-
та. Мощность ее используется также для привода вспомогатель-
ных агрегатов через приводной валик 15. Отдельные турбины
для компрессора и винта позволяют работать в широких преде-
лах изменения чисел оборотов винта, без существенного сниже-
ния к. п. д. установки и, кроме того, облегчают запуск двига-
теля, так как пусковой мотор должен вращать только один ком-
прессор без винта. Турбина винта работает при 9000 об/мин.

Колесо турбины 2, приводящей компрессор, отковано из жа-
роупорной стали, содержащей 13,5% никеля, 13,5% хрома, Ю’/о
кобальта, 2% молибдена. Ступица откована отдельно от диска
и соединена шлицами с валом 8 привода компрессора.

Колесо турбины 3 изготовлено из поковки стали, содержа-
щей 81% никеля и 20% хрома. Ступица диска откована заодно
с валом 9, опирающимся на задний подшипник 10.
Лопатки закреплены на дисках соединением «елочного» типа.
Максимальная температура газа на входе в турбину не
должна превышать 800° С.

Колеса турбин охлаждаются сжатым воздухом, забираемым
от одной из ступеней осевого компрессора.

Камеры сгорания, работающие на керосине, выпол-
нены из листовой стали и расположены по окружности двигате-
ля. Для снижения температуры газов предусмотрен подвод
охлаждающего (вторичного) воздуха. Камеры соединены меж-
ду собою для равномерного распределения пламени и выравни-
вания давления. Запальные свечи для воспламенения при за-
пуске имеются лишь в двух камерах.

Теплообменник состоит из нескольких сртен прямых
трубок, расположенных параллельно оси двигателя. Такое рас-
положение трубок, по которым проходят горячие газы, создает
минимальное сопротивление. Трубки объединены В' 16 секций.
Каждая секция отделена от другой дефлекторами. Воздух под-
водится радиально, проходит через теплообменник к выходным
дефлекторам, которые направляют его в камеры сгорания.

Редуктор 5 представляет собою систему шестерен, по-
средством которой обороты турбины (9000 об/мин) снижаются
до 1070 об/мин, при которых работает винт. Степень редукции
8,4: 1.

В двигателе имеется шесть коренных подшипников, в кото-
рых вращаются валы: винта 11, компрессора 8 и передаточный 4
от турбины к винту (по два подшипника на каждый вал). Под-
шипник 13 воспринимает осевое усилие вала винта.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Атмо-
сферный воздух поступает в компрессор через входной патру-
бок 14, величина' отверстия которого регулируется заслонками.
Пройдя через компрессор, воздух попадает в теплообменник,
подогревается в нем и направляется в камеры сгорания. При
этом воздух поворачивается на 180° и таким образом в каме-
рах сгорания движется в направлении полета. Продукты сго-
рания, повернув на 180°, поступают сперва в двухступенчатую
турбину, соединенную с компрессором, а затем в одноступенча-
тую, работающую на винт. Из турбины газ поступает в конус-
ный диффузор '16, проходит через теплообменник и далее через
регулируемое реактивное сопло выходит наружу. В результате
создается дополнительная тяга от реакции газовой струи.

Основная часть располагаемой перед турбиной винта энер-
гии газа расходуется на эту турбину. Именно, примерно 80%
энергии затрачиаается на вращение винта и 20% на создание
тяти в реактивном сопле (при скорости 480 км/час).

Подшипники, редуктор и привод агрегатов смазываются ма-
слом. Маслосистема состоит из маслосборника, помпы и неболь-
шого радиатора для охлаждения масла. Расход масла состав-
ляет 1,7 л/чаа.
Запуск двигателя производится электрическим мотором,
раскручивающим компрессор (вал винта и турбина винта оста-
ются неподвижными).

Операция запуска (раскрутка, впрыск и воспламенение топ-
лива) автоматизирована и управляется кнопкой пускового
мотора.

Двигатель управляется единым рычагом. При надобности
этот рычаг может быть использован для установки винта во
флюгерное положение и на режим реверса.

Для контролирования работы двигателя на самолете должны
быть установлены следующие приборы: счетчик оборотов ком-
прессора; термометры для показания температуры газов в реак-
тивном сопле и температуры масла, выходящего из редуктора
и из подшипников турбин; манометры давления воздуха за ком-
прессором, давления топлива и давления масла.

Основные данные двигателя следующие:

Суммарная мощность у земли (мощность,
развиваемая на валу 4- тяговая мощность
от прямой реакции, деленная на к. п. д.

винта) при скорости полета 480 км/час . . 2450 л. с.
То же на высоте 6000 м.................. 1500 „

Удельный расход топлива у земли на макси-
мальной мощности при скорости по-

лета 480 км/час ..................... 260 г/эфф. л. с .час.

То же на высоте 6000 м..........• . . . 225 „ „

Число оборотов винта.................... 1070 об/мин.

Число оборотов турбины.................. 9000 „

Передаточное число редуктора ........... 0,119

Сухой вес *............................. 1050 кг

Диаметр................................. 1270 мм

Лобовая поверхность..................... 1,27 м*

Длина................................... 3175 мм

Следует отметить, что расход топлива уменьшается с высо-
той; между тем, в поршневом двигателе расход топлива возра-
стает с высотой.

Общий вид двигателя показан на фиг. 93. Двигатель пред-
назначается для самолетов дальнего действия и среднего диа-
пазона скоростей. Вес теплообменника (227 кг) может быть ком-
пенсирован экономией топлива только при длительном полете.
Это одно уже определяет область применения этого двигателя.
Однако для самолета с небольшой дальностью полета тепло-
обменник можно снять; при этом расход топлива увеличится.
Вместе с тем расход топлива даже при снятом теплообменнике
значительно ниже, чем у турбореактивных двигателей, и при*
мерно соответствует расходу поршневого двигателя такой же
мощности.

На фиг. 94 показана еще одна (неосуществленная) схема
турбовинтового двигателя с регенерацией тепла отходящих га-
138
зов. Двигатель состоит из двух симметрично расположенных
газотурбинных установок Л и В; каждая из них включает ше-
стиступенчатый осевой компрессор 1 и двухступенчатую турби-

Фиг. 93. Общий вид турбовинтового двигателя с комби-
нированным компрессором, двухвальной передачей и
теплообменником для регенерации тепла отходящих
газов.

ну 2, посаженную на общий вал с компрессором. Далее имеет-
ся двухступенчатая турбина 3, предназначенная для вращения
винтов через редуктор 4, и камера сгорания 5. Теплообменник 6

Фиг. 94. Схема турбовинтового двигателя с осевым
компрессором, двухвальной передачей и теплообменни-
ком для регенерации тепла отходящих газов и допол-
нительного подогрева газов между турбинами.

предназначен для подогрева воздуха, поступающего в обе газо-
турбинные установки. Путь воздуха и газа показан стрелками.
Легко видеть, что на этой схеме показана разработанная при-
менительно к авиации уже известная нам схема газотурбинной
установки с регенерацией тепла и дополнительным подогревом
газа перед турбиной 3. Такая схема была рассмотрена в раз-
деле стационарных газовых турбин.

Этот турбовинтовой двигатель предназначался для самоле-
тов с дальностью полета порядка 10000—20000 км при средних
скоростях полета 400—600 км/час.

Глава десятая

ВЫБОР ТИПА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

§ 41. Сравнение поршневого авиационного
двигателя с газотурбинным

а) Поршневой двигатель

Современный поршневой авиационный мотор является одним
из замечательных достижений техники.

Первый поршневой двигатель внутреннего сгорания, установ-
ленный на самолет, имел мощность 16 л. с. и удельный вес
около 4 кг/л. с.

В настоящее время серийно изготовляются многоцилиндро-
вые двигатели жидкостного охлаждения и многорядные звездо-
образные двигатели воздушного охлаждения, развивающие мощ-
ность свыше 3000 л. с. Имеются сведения о постройке опытного
образца 48-цилиндрового двигателя Н-образного типа, мощ-
ностью 5000 л. с.

Еще в 1920 г. удельный вес лучших авиационных двигателей
превышал 1 кг/л. с.-, в 1937 г. он уже составлял 0,6—0,7 кг/л. с.
В настоящее время, вследствие улучшения работы двигателя
путем наддува, применения новых материалов и более каче-
ственных топлив, а также в результате более полного изучения
процесса сгорания удельный вес мощных двигателей составляет
0,45 кг/л. с. и даже менее.

Наиболее экономично и надежно поршневые двигатели рабо-
тают на так называемом крейсерском режиме, т. е. на таком
режиме, при котором затрачиваемая в полете мощность состав-
ляет 5Оэ/о от максимальной (взлетной) мощности двигателя.
Естественно, что удельный вес силовой установки, отнесенный
к крейсерской мощности, увеличится в два раза по сравнению
с удельным весом, отнесенным к взлетной мощности.

Для современного истребителя с максимальной скоростью
970 км/час, а также для бомбардировщика дальнего действия
с крейсерской скоростью, превышающей 500 км/час, требуется
силовая установка мощностью свыше 12 000 л. с., т. е. свыше
6000 л. с. в одном агрегате. Поршневых двигателей такой мощ-
ности в эксплоатации пока не имеется.
Следует отметить, что удельный вес поршневых двигателей
наиболее совершенного бомбардировщика дальнего действия,
отнесенный к крейсерской скорости, будет составлять значитель-
ную долю отношения общего полетного веса самолета к крейсер-
ской скорости. И еще большая часть веса придется на долю си-
ловой установки из поршневых моторов у крупных четырех-
моторных транспортных и бомбардировочных самолетов.

Таким образом создание высокоскоростных истребителей и
крупных транспортных самолетов упирается в силовую установ-
ку, обладающую большой мощностью в одном агрегате и малым
удельным весом.

Мощность современных поршневых авиамоторов достигла та-
кой величины, что дальнейшее ее повышение не может уже быть
достигнуто только улучшением качества топлива или увеличе-
нием числа цилиндров.

Дальнейшее повышение мощности поршневых двигателей
связано с решением ряда сложных задач. Увеличение диаметра
и хода поршней лимитируется тепловым процессом в двигателе
и допустимой скоростью поршней. Удельный вес двигателя при
дальнейшем повышении мощности более склонен к увеличению,
чем к снижению. Увеличение числа цилиндров более 24 значи-
тельно усложняет привод к клапанам, систему зажигания и
систему охлаждения двигателя, а также затрудняет равномерное
распределение смеси по цилиндрам.

Двигатели, способные развивать мощность в несколько ты-
сяч лошадиных сил, имеют настолько сложные регулирующие и
вспомогательные устройства и выхлопные системы, что даль-
нейшее повышение их мощности становится вряд ли целесооб-
разным, тем более что в настоящее время имеется более простои
тепловой двигатель — газовая турбина.

Отрицательными сторонами применения поршневого двигате-
ля в авиации являются: необходимость наддува на больших вы-
сотах; вибрация; большие сопротивления, вызываемые моторной
гондолой; потери на охлаждение двигателя; сравнительно боль-
шой вес на крейсерском режиме и т. д.

Работа авиационного поршневого двигателя естественным хо-
дом его развития приближается к работе газовой турбины.

В поршневом двигателе, вал которого вращается со скоростью
3000 об/мин. (имеется в виду четырехтактный двигатель, у ко-
торого из четырех ходов поршня лишь один является рабочим,
а весь процесс происходит за два оборота коленчатого вала),
каждый ход совершается в 1/1Оо сек., а весь цикл за сек.
Так как работа совершается только через каждые два оборота
коленчатого вала, то энергия газов передается валу перио-
дически.

Частота передачи энергии зависит от количества цилиндров,
установленных на двигателе. При шестицилиндровом двигателе
интервалы между вспышками будут соответствовать 120° пово-
рота коленчатого вала, т. е. будет происходить три вспышки за
каждый оборот вала; при 12 цилиндрах интервал между вспыш-
ками будет соответствовать 30° поворота коленчатого вала и
число вспышек за один оборот вала увеличится до 1*2 и т. д.
Легко видеть, что чем из большего числа цилиндров состоит
мотор, тем чаще происходят вспышки и тем ближе передача
энергии газа валу приближается к непрерывной.

Таким образом следующим естественным шагЪм является
переход от поршневого двигателя к турбине постоянного давле-
ния, имеющей только вращательное движение, в которой мощ-
ность на вал передается непрерывно и в которой отсутствуют
детали с возвратно-поступательным движением, обладающие
значительными силами инерции.

Из сказанного следует, что для скоростных военных самоле-
тов, а также для бомбардировщиков и транспортных самолетов
с большой дальностью полета требуется новая силовая установ-
ка, более совершенная, чем поршневой двигатель.

Такой установкой является газотурбинная.

б) Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель не имеет недостатков, свойствен-
ных поршневому.

Конструктивно газотурбинный двигатель значительно проще
поршневого (особенно двигателя большой мощности) и может
развивать значительно большую мощность в одном агрегате,
чем поршневой двигатель.

Отсутствие частей с возвратно-поступательным движением
(главным образом поршней с их трением о стенки цилиндров)
значительно уменьщает механические потери на трение и на-
грузку на главные подшипники. В результате этого становится
возможным применение шариковых и роликовых подшипников,
что в свою очередь уменьшает отдачу тепла в масло.

Непрерывность рабочего процесса и вращательное движение
обусловливают равномерную работу газовой турбины и устра-
няют клапанный механизм с* его сложным приводом и механиз-
мом распределения. Сгорание при постоянном давлении и от-
сутствие переменных нагрузок устраняет вибрацию и позволяет
изготовлять камеры сгорания в виде легкой сварной конструк-
ции из листовой стали. Такую же легкую конструкцию имеют и
другие детали газотурбинного двигателя, тогда как поршневые
двигатели нуждаются в тяжелых отливках для цилиндров, вы-
держивающих давление свыше 70 кг/см2, и для картера, испы-
тывающего значительные переменные нагрузки.

Кроме того, газотурбинный двигатель имеет следующие
преимущества:

1. Отсутствие радиаторов или какого-либо другого охлаждаю-
щего устройства, приводящего к увеличению веса и сопротивле-
ния. Требуется лишь небольшой радиатор для охлаждения
масла.

2. Простота и легкость управления. Все управление газотур-
бинным двигателем легче сосредоточить в одном рычаге, чем в
поршневом.

3. Отсутствие большого количества запальных свечей. При
работе двигателя свечи вообще не нужны, так как осуществлен-
ное при запуске зажигание рабочей смеси поддерживается само
собой.

4. Отсутствие карбюраторов (многие поршневые двигатели
имеют карбюраторное питание), а следовательно, и регулирова-
ния состава смеси.

5. Наличие чистого (не загрязненного ни маслом, ни бензи-
ном) сжатого воздуха для поддержания необходимого давления
в герметической кабине.

6. Уменьшение шума, связанное с отсутствием клапанов.

7. Возможность использования менее качественных, чем бен-
зин, видов топлива, что уменьшает пожарную опасность. В ка-
честве горючего для турбины пригоден любой вид жидкого топ-
лива, не застывающего и не закипающего в условиях высотного
полета.

8. МенУший расход масла.

9. Меньшие габариты и вес. Для газотурбинного двигателя
характерны сравнительно небольшие размеры, небольшой вес,
плавные очертания, отсутствие неуравновешенных сил.

10. Меньшее время, необходимое для доводки. Создание лю-
бого типа поршневого двигателя связано с преодолением ряда
технических затруднений, индивидуальных для каждого отдель-
ного двигателя. Поэтому на его доводку обычно требуется 4—
5 лет, а иногда и более. В турбине решенная раз проблема мо-
жет быть распространена на все другие двигатели данного типа,
поэтому и доводка газотурбинного двигателя занимает примерно
вдвое меньше времени по сравнению с поршневым двигателем
(от 2 до 3 лет и даже менее).

Газотурбинные двигатели имеют также и отрицательные сто-
роны по сравнению с поршневыми. Одним из таких недостатков
является необходимость затрачивания большой работы на сжа-
тие воздуха. В поршневом двигателе процесс сжатия и расшире-
ния осуществляется в одном месте (цилиндре), между тем как
в турбинном двигателе эти процессы разделены между отдель-
ными агрегатами. Поэтому здесь необходим дополнительный про-
цесс — выталкивание сжатого воздуха,— увеличивающий работу
компрессора.

При всех прочих равных условиях полезная работа турбины
будет ниже, чем полезная работа поршневого двигателя.

Правда, в турбине некоторое увеличение полезной работы
достигается расширением газов до давления, близкого или даже
равного атмосферному, между тем как в поршневом двигателе
выхлоп газов всегда производится при давлении выше атмо-
сферного.

Другим недостатком газотурбинного двигателя по сравнению
с поршневым является сравнительно низкая температура газа,
при которой турбина может надежно работать.

В поршневом двигателе, вследствие непродолжительности дей-
ствия горячих газов на стенки цилиндра и поршня, температура
сгорания достигает 2000° С, тогда как в наиболее напряжен-
ных авиационных турбинах температура перед соплами ниже
900° С. Таким образом температуры, обеспечивающие надежную
работу лопаток, далеко не соответствуют рабочим температурам,
применяемым в поршневых двигателях, что сказывается на
эффективности турбины, к. п. д. которой существенно зависит от
температуры газа на входе и уменьшается с понижением по-
следней.

§ 42. Сравнение турбореактивного двигателя
с турбовинтовым

а) Турбореактивный двигатель

Основная особенность турбореактивного двигателя заключает-
ся в том, что вся мощность его турбины расходуется на компрес-
сор, а полезная отдача получается в виде реакции газовой
струи. В результате этой реакции возникает сила тяги, движу-
щая самолет.

Во всех случаях величина тяги, возникающей в результате
непрерывного отбрасывания движителем некото|рого газа, приб-
лизительно равна секундной массе 'отбрасываемого газа умно-
женной на разность между скоростями этого газа за движите-
лем и до него. Поэтому одну и ту же тягу можно получить:
1) при отбрасывании движителем большой массы с малой ско-
ростью, что имеет место у винтомоторной установки, где винт
(движитель) непрерывно отбрасывает назад большую массу
воздуха со сравнительно небольшой скоростью; 2) при отбрасы-
вании движителем малой массы воздуха с большой скоростью,
что имеет место в турбореактивном двигателе, где двигатель
(он же движитель) непрерывно отбрасывает сравнительно не-
большую массу газов со значительной скоростью.

Таким образом в реактивном двигателе возникновение тяги
сопровождается ростом кинетической энергии газовой струи. Эта
энергия в дальнейшем теряется, так как газы выбрасываются
в атмосферу. Величина кинетической энергии, как известно,
определяется половиной произведения массы движущегося тела
на квадрат его скорости и, следовательно, реактивная струя с
большими скоростями истечения теряет большее количество
энергии, чем винт; поэтому на малых скоростях полета она мало
эффективна. С увеличением скорости полета при одной и той
же скорости истечения скорость струи газа относительно окру-
жающей атмосферы уменьшается на величину поступательной
скорости самолета '(величина скорости самолета вычитается из
скорости истечения газовой струи). Таким образом с увеличе-
нием скорости полета уменьшаются потери кинетической энер-
гии струи *, а следовательно, повышается эффективность реак-
тивной газовой струи.

Основной характеристикой реактивного двигателя является
величина развиваемой им тяги, а не мощности. Так как тяга
без указания скорости не дает представления о мощности, то
для того, чтобы иметь возможность сравнивать турбореактивный
двигатель с винтовой установкой, укажем на связь между тя-
гой реактивного двигателя в килограммах и мощностью в лоша-
диных силах двигателя с винтом. Эта связь выражается сле-
дующим образом!:

тягах скорость самолета ,

Мощность =--------—-------------, где скорость самолета в м/сек.

75хк. п. д. винта

Из приведенной формулы следует, что при горизонтальной
скорости самолета 480 км/час и к. п. д. винта 0,80 (величина,
вполне приемлемая для такой скорости) 0,45 кг реактивной
тяги эквивалентны (равнозначны) 1 л. с. При скорости км/час
и при том же к. п.д. винта 0,45 кг реактивной’тяги будут экви-
валентны 2 Л. с. Однако с учетом сжимаемости воздуха на кон-
цах лопастей к. п. д. винта на этой скорости будет ниже и в
этом случае 0,45 кг реактивной тяги будут эквивалентны мощ-
ности большей, чем 2 л. с. Следовательно, с увеличением ско-
рости полета мощность винтового двигателя, необходимая для
того, чтобы он развил ту же тягу, что и реактивный, неуклонно
увеличивается. В этом заключается одно из преимуществ ре-
активного двигателя перед винтовым.

Реактивный двигатель оценивается обычно полетным к. п. д.,
который соответствует к. п. д. винта у двигателя с винтом. Из
сравнения характеристик винта и полетного к. п. д. реактивного
двигателя легко обнаружить, что при скорости 480 км/час к. п. д.
винта вдвое больше, чем полетный к. п. д. реактивного двигате-
ля. Это обстоятельство показывает, что удельный расход топ-
лива в последнем будет вдвое больше удельного расхода топ-
лива в винтовом двигателе. Однако с увеличением скорости
полетный к. п. д. реактивного двигателя (реактивной струи)
приближается к к. п. д. винта. При скорости 850 км/час к. п. д.
реактивной струи и к. п. д. винта одинаковы, и реактивный дви-
гатель становится таким же экономичным, как и винтовой. И так
как реактивный двигатель конструктивно проще и имеет мень-
ший вес, то на такой скорости он более выгоден, чем винтовой.

1 Следует иметь в виду, что при скорости полета, отличной от нуля
т. е. в нестартовых условиях, атмосферный воздух относительно движу-
щегося двигателя уже обладает некоторой кинетической энергией.
Кроме того, воздушный винт сам по себе имеет вес и обдувает
крылья и фюзеляж самолета, а оба эти обстоятельства вызы-
вают дополнительную затрату мощности и дополнительное ло-
бовое сопротивление, что также ограничивает применение двига-
теля с винтом на скорости 850 км/час и выше. Практически, с
учетом потерь, к. п.д. реактивной струи и к. п.д. винта прини-
маются равными при скорости 800 км/час.

Следовательно, на самолет со скоростью ниже 800 км/час
выгоднее ставить винтовой двигатель, а при скорости большей
800 км/час — реактивный двигатель. Удельный вес реактивного
двигателя при этих скоростях значительно ниже винтового.

Представляет интерес приводимый ниже энергетический ба-
ланс турбореактивного двигателя при скорости полета самолета
800 км/час на высоте 11 000 м.

Если энергию введенного в двигатель топлива принять за
100%, то она распределится следующим образом:

Энергия %

с отходящими газами (потери)............... 35

в турбине и в выхлопной трубе на трение (потери) 5,3

в виде кинетической энергии газовой струи при вы-

ходе в атмосферу (потери)................. 16,6

на работу компрессора (потери)............. 26,7

на полезную работу передвижения самолета ... 16,4

Итого. . 100 %

Таким образом общий к.п. д. такого двигателя будет со-
ставлять 16,4%, т. е. гораздо ниже, чем у поршневого дви-
гателя.

Из изложенного видно, что в довольно широком диапазоне
скоростей полета применение винта (изменяемого в полете ша-
га) является эффективным способом превращения мощности
на валу двигателя в тягу. К. п. д. реактивной струи на скоро-
стях полета, меньших 800 км/час, ниже, чем к. п. д. винта, а
следовательно, ниже и экономичность двигателя (больше рас-
ход топлива). Турбореактивный двигатель эффективен при боль-
ших скоростях полета и неэффективен на малых скоростях.

б) Турбовинтовой двигатель

Основное отличие работы газовой турбины в турбовинтовом
двигателе от реактивного заключается в том, что мощность тур-
бины расходуется не только на привод компрессора, но и на
вращение винта, который в данном случае является движителем
системы.

В турбовинтовом двигателе тяга может создаваться только
винтом, но при этом кинетическая энергия отработавшего в тур-
143
бине газа терялась бы непроизводительно. Поэтому обычно1 в
турбовинтовых двигателях используют энергию выхлопных газов
для создания реактивной тяги.

В камеру сгорания газотурбинного двигателя с воздушным
винтом так же, как и в чисто реактивном двигателе, на 1 кг
топлива подается в четыре-пять раз больше воздуха, чем в ци-
линдры поршневого двигателя той же мощности, вследствие чего
тяга от реакции выхлопных газов в турбовинтовом двигателе
достаточно велика. Эга тяга прибавляется к тяге, получаемой
от винта.

Отношение мощности, развиваемой всем двигателем, к мощ-
ности, потребляемой винтом, устанавливается конструктором.
Обычно располагаемая энергия распределяется так, что 75—
80% расходуется на винт, а 20—25% на реактивный выхлоп.
Для скоростного самолета может быть иначе: 50% — на созда-
ние тяговой мощности от выхлопа и 50% — от винта.

Тяга турбовинтового двигателя изменяется со скоростью по-
лета в зависимости от изменения к. п. д. винта. К. п. д. винта, как
известно, сначала возрастает с увеличением скорости полета, а
затем резко падает и при скорости, большей 800 км/час, воз-
душный винт обычно становится мало эффективным. Этой ско-
ростью и определяется предел применимости турбовинтового
двигателя (при существующих винтах).

Так как турбина работает без высотного наддува, который
позволяет сохранять земную мощность до некоторой высоты, то
мощность турбины устанавливают примерно на 60% больше,
чем это нужно для полета на малых высотах. Следовательно,
при работе на земле и на малых высотах турбовинтовой двига-
тель будет иметь большую избыточную мощность. Так, напри-
мер, если мощность турбовинтового двигателя на расчетной вы-
соте установлена в 2000 л. с., то земная его мощность будет
составлять 3200 л. с. Таким. образом, падение мощности с ро-
стом высоты полета компенсируется избытком мощности в зем-
ных условиях. В|месте с тем, увеличение взлетной мощности
уменьшает длину разбега самолета при взлете и сокращает вре-
мя набора высоты.

Лобовая поверхность турбовинтового двигателя значительно
меньше обычного поршневого двигателя той же мощности, что
позволяет легко разместить его в фюзеляже или в крыле само-
лета; этому способствует также отсутствие необходимости во
внешнем воздушном охлаждении. Поэтому турбовинтовой двига-
тель имеет небольшое лобовое сопротивление на больших ско-
ростях и сохраняет высокий к. п. д. винта на малых и средних.
скоростях.

Дальность полета и грузоподъемность большого самолета с
турбовинтовым двигателем больше, чем с поршневым, так как
у первого меньше вес пустого самолета и при большой скорости
на большой высоте примерно одинаковый расход топлива. На
малой и средней скоростях (ниже 600 км/час) и на небольшой
высоте удельный расход топлива у турбовинтового двигателя
больше, чем у поршневого.

§ 43. Влияние газотурбинных двигателей
на конструкцию самолета

Применение газотурбинных двигателей вызвало некоторые
изменения в конструкции самолетов.

Установка турбореактивных двигателей на самолете потре-
бовала наличия больших отверстий для входа воздуха и выхода
газов и подъема хвостового оперения для предохранения его от
действия струи горячих газов. Отсутствие же винта позволило
уменьшить высоту шасси.

Большие скорости, которые будут достигнуты на самолете
благодаря газотурбинной реактивной установке, потребуют из-
менения профилей крыльев, формы поверхностей самолета и об-
щей его схемы; Уже сейчас некоторые конструкторы строят са-
молеты с оперением, помещенным впереди крыльев («утки»).,
или совсем отказываются от хвоста и укорачивают фюзеляж,
приближая таким образом обычную схему самолета к схеме
типа «летающее крыло», т. е. к схеме самолета, не имеющего
фюзеляжа и хвоста.

При очень больших скоростях не исключена возможность по-
явления самолетов, которые по аналогии с «летающим крылом»
можно было бы назвать «летающим фюзеляжем», т. е. само-
летов с развитым, массивным фюзеляжем и с весьма малыми,
убирающимися или складывающимися в полете крыльями.

§ 44. Перспективы развития авиационной газовой турбины

Прогресс авиации, наряду с улучшением аэродинамических
форм самолета, все время сопровождался развитием поршнево-
го авиационного двигателя. При этом постоянно предъявлялись
требования к увеличению скорости и улучшению других качеств
самолета, что вызывало необходимость в создании двигателей
всё с большей мощностью и меньшим удельным весом.

В последнее время поршневой двигатель не мог уже удовле-
творять все возрастающим требованиям авиации и во всех ве-
дущих странах мира начались интенсивные работы по созданию
других тепловых двигателей. Поиски такого двигателя в пред-
военные годы привели к попыткам использовать в авиации па-
ровую турбину. Однако вследствие громоздкости установки
(наличие конденсаторов, воды), ее большого удельного веса и
других причин паровая турбина не нашла применения в авиа-
ции. Поэтому все усилия ученых и конструкторов многих стран
были направлены на создание газовой турбины. Усилия эти увен-
чались успехом — газовая турбина была создана.

Газотурбинная установка проста по конструкции, легко при-
спосабливается к самолету и настолько компактна, что легко
вписывается в обтекаемые формы самолета, не нарушая его
аэродинамических качеств. Поэтому она является наиболее под-
ходящим двигателем для скоростного самолета.

.Перед газовой турбиной открывается широкая область при-
менения в авиации и в качестве вспомогательного агрегата, и
в качестве автономного силового источника.

В настоящее время существуют два типа автономных газо-
турбинных установок. Одной из них является газотурбинная
установка, в которой тяга создается реакцией вытекающей газо-
вой струи (турбореактивный двигатель) и второй — газотурбин-
ная установка с основным движителем в виде винта (турбовин-
товой двигатель).

Имеются и комбинированные двигатели, в которых в равной
мере используется и тяга винта, и реактивная тяга.

В1о всех ведущих странах мира наиболее широкое развитие
и применение получили турбореактивные двигатели. Применение
их в военной авиации началось в конце второй мировой войны
на истребительных самолетах и самолетах-перехватчиках. С это-
го времени развитие этих двигателей продолжается стремитель-
ными темпами, причем расширяется и область их применения.

Турбовинтовые двигатели начали внедряться в производство
и эксплоатацию несколько позже.

Дальнейшее применение авиационной газовой турбины, надо
полагать, пойдет по уже наметившимся направлениям, а именно:

1) использование газовой турбины в чисто реактивных дви-
гателях (в том числе в двухконтурных);

2) применение газовой турбины для привода воздушного
винта;

3) комбинация двух первых типов;

4) сочетание работы газовой турбины с поршневым авиа-
мотором в виде турбокомпрессора для наддува и турбореактора
для повышения мощности поршневого двигателя.

Усовершенствование цикла авиационных газовых турбин,
особенно турбовинтовых двигателей, предназначенных для уста-
новки на большие пассажирские и другие самолеты дальнего
действия, вероятно, так же как и в стационарных турбинах, пой-
дет по линии внедрения регенерации тепла отходящих газов,
промежуточного подогрева газа между ступенями турбины,
охлаждения воздуха между ступенями компрессора, а также
применения двухвальных систем (отдельные турбины, работаю-
щие на компрессор и на винт).

Однако широкое использование в авиации газовых турбин не
значит, что поршневые двигатели не будут применяться. Надо
полагать, что все три типа двигателей найдут себе применение
в авиации на самолетах различного назначения. В частности
поршневой двигатель будет использован в тех случаях, когда
потребуются малые и средние мощности для самолетов с не-
большими скоростями.

Турбовинтовые двигатели будут применяться в качестве мощ-
ных установок для самолетов с большой дальностью полета на
средних скоростях. И, наконец, турбореактивные двигатели най-
дут себе применение на скоростных самолетах различного на-
значения с небольшим радиусом действия.
ЛИТЕРАТУРА

Книги

1. Волошин В. И., Турбина внутреннего горения. Издательский отдел
Ленинградского индустриального института, 1937.

2. Данилевский В., Очерки истории техники XVIII—XIX вв. Го-
сударственное социально-экономическое издательство, 1934.

3. Д м итр’ц'ев ски й В. И. и Холщевников К. В., Нагнетатели
и наддув авиационных двигателей. Оборонгиз, 1939.

4. Дузь П., Паровой двигатель в авиации. Оборонгиз, 1939.

5. Ж и р и ц к и й Г. С., Кирсанов И. Н., Пичугин А. Г. и
Т а р а н о» в Б. П. под редакцией проф. Жирицкого Г. С., Паровые турбины,
вып. I. ОНТИ, Эне1ргоиздат, 1934.,

6. Жирицкий Г. С., Газовые турбины. Энергоиздат, 1948.

7. Иерусалимский А., Турбины внутреннего сгорания. Журнально-
газетное объединение, 1932.

8. Иноземцев Н. В., Курс тепловых двигателей. Оборонгиз, 1945.

9. Кв а с циков А. В., Газовые турбины на отходящих газах двига-
теля. Изд. Московского авиационного института, 1937.

10. Каза ндж ан П. К., Теория газовых турбин. Изд. ВВА, 1947.

11. Маковский В. М., Опыт’исследования турбин внутреннего сгора-
ния с постоянным давлением. Государственное издательство Украины, 1925.

12. П о л и к о в с к и й В. И., Вентиляторы, воздуходувки, компрессоры.
Машгиз, 1938.

13. Применко А. Е., Реактивные двигатели, их развитие и примене-
ние. Оборонгиз, 1947.

14. Р а д ц и г А. А., Развитие паровой турбины. Изд. Академии
наук СССР, 1934.

15. Р а д ц и г А. А., История теплотехники. Изд. Академии наук СССР,
1936.

16. Стечкин Б. С., Теория воздушцо-.реактивных двигателей. Изд.
ВВА, 19(45.

17. Уваров В. В., Газовые турбины. ОНТИ, 1935.

18. Уваров В« В., Характеристики авиационных газовых турбин
с винтом. Оборонгиз, 1946.

19. Ф л юге ль Г., Паровые турбины. ГОНТИ, 1939.

. 20. Щегляев А. В., Паровые турбины. Госэнергоиздат, 1940.

21. Юрьев Б. Н., Экспериментальная аэродинамика. Оборонгиз, 1939.

22. Яновский М. И., Судовые паровые турбины. ОНТИ, 1937.
Сборники

1. Современные вопросы советской теплоэнергетики. Госэнергоиздат,
1939, статья Абианц В. X. «Газовая турбина — двигатель будущего».

2. «История техники» № 1, Издательство «За индустриализацию», 1934,
статья Данилевского В. «Проблема турбины внутреннего сгорания».

3. Газовые турбины и перспективы их применения. Издание Централь-
ной отраслевой научно-технической библиотеки Наркомнефти под редакцией
Сандомирского И, А. и Лейбо А. Н.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Предисловие................................................... 3

ЧАСТЬ I

ПОНЯТИЕ О ГАЗОВОЙ ТУРБИНЕ И ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКЕ

Глава первая. Понятие о газовой турбине . . . •......... . 5

§ 1. Принцип работы турбины ...........•................ 5

§ 2. Основные элементы газовых турбин................... 6

а) Простые сопла................................... 6

б) Расширяющиеся сопла............................. 9

в) Рабочее колесо турбины . .................... 10

§ 3. Компрессор....................................... 11

§ 4. Камера сгорания . ................................ 12

§ 5. Понятие о коэффициентах полезного действия....... 12

Глава вторая. Типы газовых турбин........................... 14

§ 6. Активные турбины . •.............................. 14

а) Одноступенчатые турбины........................ 16

б) Турбины со ступенями скорости.................. 17

в) Турбины со ступенями давления.................. 18

§ 7. Реактивные турбины . . . •........................ 20

а) Реактивный принцип работы газа................. 20

б) Одноступенчатые турбины.................... 21

в) Турбины со ступенями давления.............. 22

§ 8. Комбинированные турбины....................... 23

Глава третья. Газотурбинные установки........................ 24

§ 9. Турбоустановки с постоянным давлением сгорания ... 24

§ 10. Турбоустановки с постоянным объемом сгорания .... 25
§ 11. Сравнение турбоустановок с постоянным давлением и по-
стоянным объемом сгорания............................. 26

§ 12. Турбоустановки с усовершенствованным циклом .... 27

а) Установки с регенерацией тепла отходящих газов . . 27

б) Установки с промежуточным охлаждением воздуха . 28

в) Установки с промежуточным подогревом газа .... 29

г) Комбинированные установки..................... 30

§ 13. Турбоустановки с замкнутым циклом............... 30

§ 14. Основные трудности, встречающиеся при конструирова-
нии и постройке газовых турбин........................ 34

ЧАСТЬ II
»

СТАЦИОНАРНЫЕ ТУРБИНЫ

Глава четвертая. Краткая история зарождения газовой турбины 40

§ 15. Предшественники турбины......................... 40

а) Первые ротационные двигатели.................. 40

б) Прототипы газовых турбин ..................... 41

§ 16. Первые проекты газовых турбин................... 42

§ 17. Работы по паровым турбинам и их влияние, на развитие
газовых турбин...................................... 47

Глава пятая. Развитие газовых турбин в XX веке . •.......... 49

§ 18. Турбины с постоянным давлением сгорания......... 49

§ 19. Турбины с постоянным объемом сгорания........... 51

§ 20. Турбокомпрессоры............................... 59

§ 21. Дальнейшее развитие турбин с постоянным давлением
сгорания.............................................. 59

Глава шестая. Современные газотурбинные установки........... 64

§ 22. Газотурбинные установки с замкнутым циклом...... 64

§ 23. Газотурбинные установки с открытым циклом....... 67

§ 24. Работы по газовым турбинам в СССР............... 71

§ 25. Максимальная мощность стационарных газовых турбин . 73

§ 26. Место газовой турбины среди других тепловых двигате-
лей ................................................. 75

§ 27. Итоги развития стационарных газовых турбин...... 78
ЧАСТЬ III

АВИАЦИОННЫЕ ТУРБИНЫ

Глава седьмая. Авиационные турбины, работающие на выхлопных
газах поршневого мотора................................ 82

§ 28. Газовые турбины для наддува авиационных, двигателей
(турбокомпрессоры)................................... 82

а) Принципиальная схема авиационного турбокомпрес-

сора ......................................... 83

б) Конструктивные схемы авиационных турбокомпрес-
соров .......................• . 85

§ 29. Газовые турбины для создания дополнительной мощности
на валу двигателя (турбореакторы).................... 93

Глава восьмая. Авиационные газотурбинные двигатели.......... 94

§ 30. Введение..............................•......... 94

§ 31. Требования, предъявляемые к авиационным газотурбин-
ным двигателям........................................ 96

§ 32. Принципиальные схемы авиационных газотурбинных дви-
гателей ...................•.........•............... 98

а) Турбореактивный двигатель..................... 99

б) Турбовинтовой двигатель.......................100

в) Двухконтурный турбореактивный двигатель ..... 101

§ 33. Компрессоры авиационных газотурбинных двигателей . . 102

§ 34. Камеры сгорания................................ 106

§ 35. Сопловой аппарат турбины........................108

§ 36. Ротор турбины..................................110

а) Охлаждение ротора.............................110

б) Рабочие лопатки...............................115

в) Диски . •..........-....•.....................117

г) Многоступенчатые турбины......................118

Глава девятая. Типовые конструкции авиационных газотурбинных
двигателей.............................................118

§ 37. Турбореактивные двигатели.......................118

а) Двигатели с центробежным компрессором ...... 118

б) Двигатели с осевым компрессором...............122

в) Двигатели с комбинированным компрессором .... 124

§ 38. Сравнение по основным параметрам турбореактивных
двигателей с центробежным и осевым компрессорами . . 125
ч Стр.

§ 39. Двухконтурные турбореактивные двигатели.......127

§ 40. Турбовинтовые двигатели.......................128

а) Двигатели с осевым компрессором............128

б) Двигатели с комбинированным компрессором .... 134

Глава десятая. Выбор типа авиационного двигателя.................140

§ 41. Сравнение поршневого авиационного двигателя с газо-
турбинным . 140

а) Поршневой двигатель........................140

б) Газотурбинный двигатель....................142

§ 42. Сравнение турбореактивного двигателя с турбовинтовым 144

а) Турбореактивный двигатель..................144

б) Турбовинтовой двигатель . • . . • . . . 146

§ 43. Влияние газотурбинных двигателей на конструкцию само-
лета ..............................• . 148

§ 44. Перспективы развития авиационной газовой турбины . . 148

Литература............................................151

Редактор Я. М. Котляр. Техн, редактор Н. Н. Пискарева.

Т-04928. Подп. в печать 17/У1 1950 г. Уч.-изд. л. 9,35.

Формат 60Х921/1б=4,87 б. л.—93/4 п. л. Цена 10 руб. Зак. 1054/1283.

Типография Оборонгиза