Вопрос по авиационным двигателям

[Stranger]

Интересует ТРД – в нем часть энергии истекающей струи преобразуется в механическую энергию (турбиной) и расходуется на привод компрессора.
Вот первый вопрос – какова эта часть?

- Это зависит от конструкции двигателя: в самом простейшем ТРД, состоящим из одного контура, она минимальна и предназначена исключительно для обеспечения сгорания нужного количества топлива в камерех сгорания, также совсем небольшое количество воздуха используется для системы кондиционирования - наддува кабины, вентиляции и обогрева.
Но если мы возьмём двухконтурный ТРД, то там с ростом двухконтурности требуется и отбор дополнительной мощности на вращение компрессора второго контура, для этого уже в конструкции двигателя применяется дополнительная турбина (низкого давления), сидящая на одном валу с компрессором низкого давления, работающего на оба контура - внутренний и внешний. И чем больше степень двухконтурности двигателя, тем отбираемая мощность на компрессор низкого давления требуется больше. Для этого увеличивают число дисков турбины низкого давления, соответственно, многодисковая турбина забирает уже значительную часть мощности выходящих газов. Вот, например, двигатель штрмовика А-10, со степенью двухконтурности 6.42:
http://www.airwar.ru/enc/engines/tf34-100.html
Там турбина низкого давления уже пятиступенчатая, она отбирает большую часть мощности и основная тяга создаётся вентилятором. Это очень повышает экономичность двигателя и резко снижает температуру выходящих газов, что особенно важно для штурмовика, находящегося значительную часть времени под угрозой обстрела ЗУР с тепловыми головками.
Есть турбовентилляторные двигатели, где количество воздуха через внешний контур ещё больше, например:
http://www.airwar.ru/enc/engines/trent.html
Там есть компрессор высокого давления с одноступенчатой турбиной, компрессор низкого давления с одноступенчатой турбиной и на привод вентилятора Trent 800 работает уже пятиступенчатая турбина. Естественно, что большая часть всей мощности двигателя потребляется ей.
И ряд других двухконтурных двигателей:
http://www.airwar.ru/enginetvr.html
Вот здесь популярная статейка:
http://www.answers.com/Turbofan

Второй вопрос – реально ли на определенных режимах изменять производительность собственного компрессора и "лишний" воздух отводить (я ниже напишу, зачем и куда)? При этом без существенного ухудшения характеристик двигателя на нормальных режимах?

- На многих ТРД есть перепуск воздуха из первого каскада компрессора (высокого давления) во второй, - если там избыток воздуха (например, при полётах на малых высотах).

Просто читал как-то книжку по АЛ-31Ф, так там написано, что компрессор двигателя имеет переменную производительность – за счет изменяемого угла установки лопаток и каких-то закрылков на лопатках (может, я чего не так понял просто?).

- Отклоняться могут лопатки направляющего аппарата (неподвижные, между вращающими дисками компрессоров).

Вот и возник вопрос, а можно ли добавить двигателю такой режим работы, когда расход воздуха через компрессор удваивается? Сколько при этом движок потеряет в тяге?

- Для этого надо менять всю конструкцию. И как сказано выше, при увеличении расхода воздуха через двигатель тяга не уменьшается, а растёт. Правда, турбовентиляторные двигатели рсчитаны на полёт на дозвуке.

На самом деле, вопрос не с потолка. Прочел я о такой вещи, как ВФК – выносной форсажной камере, планировалось использовать ее на перспективной вертикалке – развитии Як-141. Как я понимаю, она представляет собой именно ВРД с внешним подводом воздуха. Воздух отбирается от маршевого движка (очевидно, из внешнего контура), и подается в ВФК, туда же подается топливо. Ценой повышенного расхода получаем кратковременный рост мощности СУ. Итак, ход моих рассуждений таков. На форсаже движок потр****ет X кг топлива в минуту и Y кг воздуха. Если увеличить расход воздуха до 2Y и отвести Y кг в ВФК, туда же подать X топлива, то тяга ВФК будет не меньше тяги маршевого (даже больше, турбины-то в ВФК нет, реактивная струя не отдает часть энергии турбине). Вот откуда эти два вопроса – если удвоим расход воздуха и половину его отведем в ВФК, то насколько упадет форсажная тяга самого маршевого движка?

- Какая-то непонятная противоестественная фигня (в Вашем описании, во всяком случае ).
Вот силовая установка для самолёта F-35B, там есть схема, в том числе - выходное поворотное устройство, с форсажной камерой перед ним, купленое с Як-141:
http://narod.ru/disk/330925000/VARIABLE CYCLE ENGINE FOR COMBAT STOVL AIRCRAFT.pdf.html

Вот на JSF снимают с вала турбины мощность на привод подъемного вентилятора – и тяга движка падает в половину.

- Совершенно естественно. Так и должно быть.

Но на работу компрессора с удвоенной производительностью потери тяги должны быть меньше.

- В статье всё расписано. Можно и здесь посмотреть:
http://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_&_Whitney_F135
The F135 STOVL engine delivers 17,600 lbf (7,983 кГ), the LiftFan 18,500 lbf (8,392 кГ) cold thrust and the roll posts 3,700 lbf (1678 кГ) for a sum of 39,800 lbf (18,053 кГ) for the entire system. This compares with the a maximum thrust of 23,800 lbf (10,796 кГ) for the Harrier's Rolls-Royce Pegasus engine.

A major feature of the F135 STOVL engine is flow multiplication, which enhances the lift thrust available. Flow multiplication is obtained by the addition of airflow from a remote shaft-driven fan, in the lift mode. A clutch is engaged, to extract around 35000 shp extra power from the LP turbine. Power is transferred through a bevel gearbox, to drive a vertically mounted contra-rotating fan. The uppermost fan is fitted with variable inlet guide vanes, whilst the fan efflux discharges through a thrust vectoring nozzle, on the underside of the aircraft. Owing to the significant increase in LP turbine expansion ratio, implied by the large power off-take, the exhaust of the basic turbofan is switched from a mixed to unmixed configuration. Bypass duct air is ducted to a pair of roll post nozzles, whilst the core stream discharges through a thrust vectoring nozzle at the rear of the engine.
На создание вентилятором тяги в 8,392 кГ от турбины низкого давления забирается 35 тысяч лошадиных сил.

А также непонятно, можно ли без существенного ухудшения параметров движка кратковременно увеличивать ему производительность компрессора вдвое?

- Непонятен смысл фразы: во-первых - зачем увеличивать, во-вторых - каких параметров?

Каковы будут потери на разворот потока (3 раза на 90 гр.), чтобы из направления "назад" перенаправить его "вниз" в расположенную впереди ВФК?

- Это что-то непонятное и несусветное...