Принципиальная схема турбовального двигателя со свободной турбиной

Н'-В – входное устройство; Г-ТК – турбина компрессора;

В-К – компрессор; ТК-СТ – свободная турбина;

К-Г – камера сгорания; СТ-С – выходной канал.

Газотурбинные двигатели, обеспечивая возможность создания более легких и мощных двигателей, чем поршневые, довольно долго не могли конкурировать с ними при малых и средних мощностях, при которых требуемый расход воздуха не превышает
3-5 кг/с. Это объясняется тем, что при уменьшении размеров газовоздушного тракта ниже определенного предела (зависящего от уровня проектирования и изготовления) их экономичность начинает резко падать вследствие относительного возрастания потерь. Кроме того, для поддержания тех же окружных скоростей лопаток компрессора и турбины при уменьшении размеров необходимо повышать частоту оборотов n, что вызывает дополнительные конструктивные и технологические трудности. В настоящее время ТВД и ТВаД успешно применяются и при небольших мощностях (до 200-300 кВт), охватывая практически почти весь диапазон мощностей, требуемых в авиации.

§ 1.8. Двухконтурные турбореактивные двигатели.

В середине 60-х годов увеличение объема воздушных перевозок и улучшение условий эксплуатации сделали целесообразным дальнейшее повышение пассажирских самолетов и создание все более тяжелых машин с большей грузоподъемностью, рассчитанных на 200-300 и более пассажиров. Необходимые для подобных самолетов силовые установки с тягами в сотни килоньютон, оказались трудно выполнимыми при использовании ТВД: требуемые большие размеры винтов увеличивали их вес, снижали допустимую частоту вращения винта п_в и приводили к утяжелению редуктора. Помимо этого, при повышении полетной скорости снижается основное преимущество применения винта – выигрыш в расходе топлива. По этим причинам в современной авиации основным типом авиационного газотурбинного двигателя является турбореактивный двухконтурный двигатель ТРДД.