Конструкція та принцип дії двоконтурного турбореактивного двигуна.

Прагнення підвищити тяговий коефіцієнт корисної дії (ККД) турбореактивного двигуна (ТРД) на великих дозвукових швидкостях польоту призвело до створення турбореактивних двоконтурних двигунів (ТРДД).

На відміну від ТРД звичайної схеми в ТРДД газова турбіна проводить в обертання (крім компресора і ряду допоміжних агрегатів) компресор низького тиску, званий інакше вентилятором зовнішнього контуру. Привід вентилятора зовнішнього контуру ТРДД можливий і від окремої турбіни, розташованої за турбіною компресора. Існують різноманітні конструктивні схеми ТРДД: з переднім (на перших щаблях компресора) і заднім (на останніх щаблях турбіни) розташуванням вентилятора; одно-, двох-або трьохвальне; із повністю роздільними контурами або з деякими загальними для обох контурів елементами; наявністю або відсутністю в зовнішньому контурі камери згоряння і т. д. Найпростіша схема ТРДД представлена ​ ​ на рисунку:

Характерний параметр ТРДД - ступінь двухконтурності:

m=m_В2/m_В1

де: m_В2 - витрата повітря, що проходить через зовнішній контур;

m_В1 - витрата повітря, що проходить через внутрішній контур.

Тяга ТРДД складається з тяг внутрішнього і зовнішнього контурів:

P₁= m_В1(W₁-V); P₂= m_В2(W₂-V);

Тоді повна тяга ТРДД: P= m_В1(W₁-V)+ m_В2(W₂-V);

де: W1-швидкість витікання газу з реактивного сопла внутрішнього контуру;

W₂ - швидкість витікання повітря з зовнішнього контуру.

Для реактивних двигунів тяговий к. п. д.

ŋ _p=2/[(1+W/V)],

де W - швидкість витікання газу з вихідного пристрою двигуна;

V - швидкість польоту.

Зменшення швидкості витікання газу з вихідного пристрою сприяє збільшенню ŋ _p. Завдяки наявності зовнішнього контуру в ТРДД маса повітря, що випливає з нього з малою швидкістю, змішується з газовим потоком, що виходить з внутрішнього контуру, і загальна швидкість газоповітряного потоку знижується, наближаючись до швидкості польоту. Таким чином, чим більше ступінь двухконтурності ТРДД, тим менше швидкість витікання газу з вихідного пристрою і тим вище тяговий ККД. Це дуже важлива перевага ТРДД перед ТРД, застосовуваних на літаках з дозвуковими швидкостями. ТРДД можуть знайти застосування і на надзвукових літаках, але для збільшення їхньої тяги необхідно передбачити спалювання палива в зовнішньому контурі. Для швидкого збільшення (форсування) тяги ТРДД іноді паливо спалюється додатково або в повітряному потоці зовнішнього контуру, або за турбіною внутрішнього контуру. При спалюванні додаткового палива в зовнішньому контурі необхідно збільшувати площу його реактивного сопла для збереження незмінними режимів роботи обох контурів. При дотриманні цієї умови витрата повітря через вентилятор зовнішнього контуру зменшиться внаслідок підвищення температури горіння між вентилятором і реактивним соплом зовнішнього контуру. Це спричинить за собою зниження потрібної потужності для обертання вентилятора. Тоді, щоб зберегти колишню частоту обертання вала двигуна, доведеться у внутрішньому контурі знизити температуру газу перед турбіною, а це призведе до зменшення тяги в цьому контурі. Підвищення сумарної тяги буде недостатньо! А в деяких випадках сумарна форсована тяга може виявитися менше сумарної тяги звичайного ТРДД. Крім того, форсування тяги пов'язане з великими питомими витратами палива. Все це обмежує застосування даного способу збільшена тяги. Однак форсування тяги ТРДД може знайти широке застосування при надзвукових швидкостях польоту.