Газотурбинный двигатель: принцип работы и конструкция

Газотурбинный двигатель: принцип работы и конструкция

Преимущества

Газотурбинный двигатель – это то, что в последнее время используется как энергетическая установка для машины. И это связано не только с несомненными преимуществами данного агрегата. Газотурбинный двигатель способен развить мощность, которая просто необходима некоторым автомобилям.

Конструкция

Благодаря тому, что у этого агрегата отсутствуют возвратно-поступательно двигающиеся части, а также тому, что его ротор обладает высокой частотой вращений, можно существенно уменьшить габаритные размеры и удельную массу этого двигателя (если сравнивать с дизелем). А это, в свою очередь, позволяет рассмотреть его как перспективный агрегат. Итак, чтобы создать газотурбинный двигатель своими руками (данным процессом интересуются многие – это реально, однако весьма трудно), нужно иметь турбины, камеру сгорания и компрессор. Также в его комплектацию входят стартер, масляный насос, регулятор частоты вращений и другое оборудование. Как правило, в автомобильных двигателях газотурбинного типа применяется центробежный одноступенчатый компрессор, при помощи которого давление воздуха увеличивается в 3,5 раза. Чтобы достичь указанного давления, нужно, чтобы компрессорное колесо вращалось с как можно большей скоростью. А она составляет около 420-450 метров в секунду.

Материалы

Для изготовления камеры сгорания чаще всего используется листовой жаростойкий материал. Газотурбинный двигатель в своей комплектации имеет осевую и центростремительную турбины. Они же состоят из рабочего колеса и соплового аппарата. Газ в осевой турбине, проходя по каналам, которые находятся в рабочем колесе, изменяет направление своего движения. При этом оказывается давление на лопатки. Благодаря этому образуется сила, которая приводит во вращение рабочее колесо.

Газотурбинный двигатель: принцип работы устройства

Компрессорный вал при помощи стартера приводится в движение. Пусковая частота вращения составляет 2530% от номинальной. Сжатый воздух подается компрессором в камеру сгорания, а в неё через форсунку нагнетается топливо с помощью шестеренчатого насоса. После этого посредством электрической свечи накаливания поджигается горючее. И как только устойчивая зона горения образована, последующее горючее воспламеняется от соприкосновения с огнем, а отработанные газы затем уходят в атмосферу через выпускную трубу.

Отличительные свойства

Хочется отметить, что газотурбинный двигатель обладает еще и высочайшими пусковыми качествами. Несмотря на то что его стартер имеет достаточно небольшую производительность, он может обеспечить пуск при абсолютно любой температуре внешней среды. Это очень хорошее качество. И еще одно его существенное преимущество – достаточно малая токсичность газов, которые отрабатываются двигателем: она в 37 раз меньше тех, которые извергает дизель. Из этого можно сделать вывод, что такой двигатель еще и безопасен для окружающей среды.

Принцип действия газотурбинных установок (ГТУ)

Принцип действия газотурбинных установок

Рис.1. Схема ГТУ с одновальным ГТД простого цикла

В компрессор (1) газотурбинного силового агрегата подается чистый воздух. Под высоким давлением воздух из компрессора направляется в камеру сгорания (2), куда подается и основное топливо — газ. Смесь воспламеняется. При сгорании газовоздушной смеси образуется энергия в виде потока раскаленных газов. Этот поток с высокой скоростью устремляется на рабочее колесо турбины (3) и вращает его. Вращательная кинетическая энергия через вал турбины приводит в действие компрессор и электрический генератор (4). С клемм электрогенератора произведенное электричество, обычно через трансформатор, направляется в электросеть, к потребителям энергии.

Газовые турбины описываются термодинамическим циклом Брайтона Цикл Брайтона/Джоуля — термодинамический цикл, описывающий рабочие процессы газотурбинного, турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей внутреннего сгорания, а также газотурбинных двигателей внешнего сгорания с замкнутым контуром газообразного (однофазного) рабочего тела.

Цикл назван в честь американского инженера Джорджа Брайтона, который изобрёл поршневой двигатель внутреннего сгорания, работавший по этому циклу.

Иногда этот цикл называют также циклом Джоуля — в честь английского физика Джеймса Джоуля, установившего механический эквивалент тепла.

Рис.2. P,V диаграмма цикла Брайтона

Идеальный цикл Брайтона состоит из процессов:

• 1—2 Изоэнтропическое сжатие.
• 2—3 Изобарический подвод теплоты.
• 3—4 Изоэнтропическое расширение.
• 4—1 Изобарический отвод теплоты.

С учётом отличий реальных адиабатических процессов расширения и сжатия от изоэнтропических, строится реальный цикл Брайтона (1—2p—3—4p—1 на T-S диаграмме)(рис.3)

Рис.3. T-S диаграмма цикла Брайтона
Идеального (1—2—3—4—1)
Реального (1—2p—3—4p—1)

Термический КПД идеального цикла Брайтона принято выражать формулой:

• где П = p2 / p1 — степень повышения давления в процессе изоэнтропийного сжатия (1—2);
• k — показатель адиабаты (для воздуха равный 1,4)

Следует особо отметить, что этот общепринятый способ вычисления КПД цикла затемняет суть происходящего процесса. Предельный КПД термодинамического цикла вычисляется через отношение температур по формуле Карно:

• где T1 — температура холодильника;
• T2 — температура нагревателя.

Ровно это же отношение температур можно выразить через величину применяемых в цикле отношений давлений и показатель адиабаты:

Таким образом КПД цикла Брайтона, зависит от начальной и конечной температур цикла ровно так же, как и КПД цикла Карно. При бесконечно малой величине нагрева рабочего тела по линии (2-3) процесс можно считать изотермическим и полностью эквивалентным циклу Карно. Величина нагрева рабочего тела T3 при изобарическом процессе определяет величину работы отнесённую к количеству использованного в цикле рабочего тела, но ни каким образом не влияет на термический КПД цикла. Однако при практической реализации цикла нагрев обычно производится до возможно больших величин ограниченных жаростойкостью применяемых материалов с целью минимизировать размеры механизмов осуществляющих сжатие и расширение рабочего тела.

На практике, трение и турбулентность вызывают:

• Неадиабатическое сжатие: для данного общего коэффициента давления температура нагнетания компрессора выше идеальной.
• Неадиабатическое расширение: хотя температура турбины падает до уровня, необходимого для работы, на компрессор это не влияет, коэффициент давления выше, в результате, расширения не достаточно для обеспечения полезной работы.
• Потери давления в воздухозаборнике, камере сгорания и на выходе: в результате, расширения не достаточно для обеспечения полезной работы.

Как и во всех циклических тепловых двигателях, чем выше температура сгорания, тем выше КПД. Сдерживающим фактором является способность стали, никеля, керамики или других материалов, из которых состоит двигатель, выдерживать температуру и давление. Значительная часть инженерных разработок направлена на то, чтобы отводить тепло от частей турбины. Большинство турбин также пытаются рекуперировать тепло выхлопных газов, которые, в противном случае, теряется впустую.

Рекуператоры — это теплообменники, которые передают тепло выхлопных газов сжатому воздуху перед сгоранием. При комбинированном цикле тепло передается системам паровых турбин. И при комбинированном производстве тепла и электроэнергии (когенерация) отработанное тепло используется для производства горячей воды.

Механически газовые турбины могут быть значительно проще, чем поршневые двигатели внутреннего сгорания. Простые турбины могут иметь одну движущуюся часть: вал/компрессор/турбина/альтернативный ротор в сборе (см. изображение ниже), не учитывая топливную систему.

Рис.4. Эта машина имеет одноступенчатый радиальный компрессор,
турбину, рекуператор, и воздушные подшипники.

Более сложные турбины (те, которые используются в современных реактивных двигателях), могут иметь несколько валов (катушек), сотни турбинных лопаток, движущихся статорных лезвий, а также обширную систему сложных трубопроводов, камер сгорания и теплообменников.

Как правило, чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала(ов), необходимая для поддержания максимальной линейной скорости лопаток.

Максимальная скорость турбинных лопаток определяет максимальное давление, которое может быть достигнуто, что приводит к получению максимальной мощности, независимо от размера двигателя. Реактивный двигатель вращается с частотой около 10000 об/мин и микро-турбина — с частотой около 100000 об/мин.

Газотурбинный двигатель принцип его работы

Газовые турбины — газотурбинные двигатели — области применения

Настоящий стандарт устанавливает термины и определения понятий в области стационарных газовых турбин, применяемые в стандартах по газотурбинным установкам, технической документации всех видов и контрактах на поставляемое энергетическое промышленное оборудование. Настоящий стандарт не распространяется на газовые турбины со свободнопоршневыми генераторами газа, установки специального назначения, а также транспортные газотурбинные установки.

Газовые турбины — газотурбинные двигатели — определения

Газовая турбина — одновальный газотурбинный двигатель
single-shaft gas turbine Газотурбинный двигатель, в котором роторы компрессора и газовой турбины соединены и мощность отбирается непосредственно с выходного вала или через редуктор. Газовая турбина — многовальный газотурбинный двигатель
multi-shaft gas turbine Газотурбинный двигатель, имеющий, по крайней мере, две газовые турбины, вращающиеся на независимых валах Газовая турбина — газотурбинный двигатель с отбором воздуха (газа)
bleed gas turbine Газотурбинный двигатель, в котором для внешнего использования предусмотрен отбор сжатого воздуха между ступенями компрессора и/или на выходе из компрессора (горячего газа на входе в турбину и/или между ступенями турбины) Газовая турбина — газогенератор
bleed gas turbine Комплекс компонентов газотурбинного двигателя, которые производят горячий газ под давлением для совершения какого-либо процесса или для привода силовой турбины Примечание — Генератор газа состоит из одного или более компрессоров, устройств(а) для повышения температуры рабочего тела, одной или более турбин, приводящих компрессор(ы), системы управления и необходимого вспомогательного оборудования Компрессор
compressor Компонент газотурбинного двигателя, повышающий давление рабочего тела Турбина
turbine Компонент газотурбинного двигателя, преобразующий потенциальную энергию нагретого рабочего тела под давлением в механическую работу Силовая турбина
power turbine Турбина на отдельном валу, с которого отбирается выходная мощность Камера сгорания (основного — промежуточного подогрева)
combustion chamber primary or reheat Устройство газотурбинного двигателя для основного (промежуточного) подогрева рабочего тела Подогреватель рабочего тела
working fluid heater Устройство для подогрева поступающего в него рабочего тела без смешивания его с продуктами сгорания топлива Регенератор/рекуператор
regenerator/recuperator Теплообменный аппарат, предназначенный для передачи теплоты отработавших в турбине газов рабочему телу Примечание — Передача теплоты рабочему телу или воздуху перед его поступлением в камеру сгорания ГТД Предварительный охладитель
precooler Теплообменный аппарат, предназначенный для охлаждения рабочего тела ГТД перед его первоначальным сжатием Промежуточный охладитель
intercooler Теплообменный аппарат, предназначенный для охлаждения рабочего тела ГТД в процессе его сжатия Устройство защиты от превышения частоты вращения ротора
overspeed trip Регулирующий или отключающий элемент, который при повышении частоты вращения ротора ГТД сверхустановленного предельно допустимого значения, приводит в действие систему защиты Газовая турбина -система управления
control system Система, используемая для управления, защиты, контроля и отображения информации о состоянии промышленной газотурбинной установки (газотурбинного двигателя) на всех режимах работы Примечание — Она включает систему управления пуском, системы управления и регулирования подачи топлива и частоты вращения ротора, датчики, устройства контроля подачи электропитания и другие средства управления, необходимые для правильного пуска, устойчивой работы, останова, ограничения режима работы и/или выключения установки при условиях, отличных от заданных Система регулирования
governing system Элементы и устройства для автоматического регулирования параметров газотурбинной установки Примечание — К параметрам относятся частота вращения ротора, температура газов, давление, выходная мощность и другие параметры Топливный регулирующий клапан
fuel governor valv Регулирующий орган для изменения подачи топлива в газотурбинный двигатель Примечание — Возможны также устройства другого типа для регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель Топливный стопорный клапан
fuel stop valve Регулирующий орган для изменения подачи топлива в газотурбинный двигатель Примечание — Вместо топливного стопорного клапана может использоваться топливный отсечной клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в ГТД при срабатывании Зона нечувствительности системы управления
dead band Диапазон изменения входного сигнала, не связанный с корректирующим воздействием регулятора расхода топлива Примечание — Зона нечувствительности (применительно к частоте вращения) — это отношение частоты вращения к номинальной частоте вращения в процентах Статизм регулирования системы управления
governor droop Изменение частоты вращения ротора силового вала на установившемся режиме работы газотурбинной установки, вызванное внешним воздействием, от нуля до номинальной, выраженное в процентах от номинальной частоты вращения Датчик предельной температуры рабочего тела
overtemperature detector Первичный чувствительный элемент системы управления ГТД, который непосредственно реагирует на изменение температуры и выходной сигнал которого воздействует через соответствующие усилители или преобразователи на систему защиты от предельного превышения температуры Теплота сгорания топлива
fuel specific energy Общее количество тепла, выделившегося при сгорании единицы массы топлива, кДж/кг Удельный расход теплоты
heat rate Отношение теплоты сожженного в ГТД топлива за единицу времени к произведенной им мощности, кДж/кВт ч Примечание — Удельный расход теплоты рассчитывают по низшей теплоте сгорания топлива при нормальных условиях Удельный расход топлива
specific fuel consumption Отношение массового расхода топлива к выходной мощности ГТУ (ГТД), кг/кВт ч Газовые турбины — КПД
thermal efficiency Отношение выходной мощности к расходу теплоты топлива, подсчитанное по его низшей теплоте сгорания при нормальных условиях Условная температура на входе в турбину
reference turbine inlet temperature Условная средняя температура рабочего тела непосредственно перед сопловыми лопатками первой ступени. Режим (частота вращения) «самоходности»
self-sustaining speed Режим (минимальная частота вращения выходного вала), при котором газотурбинный двигатель работает без использования мощности пускового устройства при наиболее неблагоприятных внешних условиях Режим (частота вращения) холостого хода
idling speed Установленный изготовителем режим (частота вращения выходного вала), при котором газотурбинный двигатель может работать устойчиво и можно осуществлять нагружение или останов Максимальная продолжительная частота вращения
maximum continuous speed Максимально допустимое при длительной эксплуатации значение частоты вращения выходного вала газотурбинного двигателя, с которого отбирается мощность Номинальная частота вращения вала
rated speed Частота вращения выходного вала газотурбинного двигателя, при которой определены его расчетные показатели Турбина -предельно допустимая частота вращения ротора
turbine trip speed Частота вращения ротора ГТД, при которой срабатывает аварийное устройство защиты для отсечки подачи топлива в газотурбинный двигатель и останова двигателя Система впрыска пара (воды)
steam and/or water injection system Система, обеспечивающая впрыск пара (воды) в рабочее тело для увеличения мощности ГТД и/или уменьшения содержания оксидов азота (NOx) в отработавших газах Удельная масса
mass-to-power ratio Отношение полной сухой массы газотурбинного двигателя к его мощности, кг/кВт Помпаж компрессора
compressor surge Неустойчивый режим работы компрессора ГТД, характеризующийся сильными низкочастотными колебаниями массового расхода рабочего тела в компрессоре и соединительных каналах

Примеры принципиальных схем газотурбинных установок

1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина; 4 — нагрузка
Рисунок А.1 — Схема ГТУ с одновальным ГТД простого цикла

1 — регенератор или рекуператор; 2 — камера сгорания; 3 — компрессор;
4 — турбина; 5 — нагрузка

Рисунок А.2 — Схема ГТУ с одновальным ГТД регенеративного цикла

1 — камера сгорания; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — силовая турбина; 5 — нагрузка

Примечание — Пунктиром показана альтернативная двухкаскадная компоновка ГТД

Рисунок А.3 — Схема ГТУ с многовальным ГТД простого цикла
со свободной силовой турбиной

1 — основная камера сгорания; 2 — компрессор высокого давления; 3 — турбина высокого давления; 4 — промежуточный охладитель;
5 — камера сгорания промежуточного подогрева; 6 — компрессор низкого давления; 7 — турбина низкого давления; 8 — нагрузка

Примечание — Отбор мощности от ГТД осуществляется с вала ротора низкого давления

Рисунок А.4 — Схема ГТУ с многовальным ГТД сложного цикла
(с промежуточным охлаждением и промежуточным подогревом)

1 — камера сгорания; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — нагрузка

Рисунок А.5 — Схема ГТУ с одновальным ГТД с отборами воздуха и горячего газа

1 — предварительный охладитель; 2 — подогреватель рабочего тела; 3 — компрессор низкого давления; 4 — компрессор высокого давления; 5 — турбина; 6 — нагрузка; 7 — промежуточный охладитель

Рисунок А.6 — Схема ГТУ с одновальным ГТД замкнутого цикла

Газовые турбины — полезная информация:

Авиационные газотурбинные двигатели

Здравствуйте! В начале сороковых годов XX века газовая турбина нашла применение в авиации. За сравнительно короткий срок поршневые двигатели были вытеснены из скоростной авиации более совершенными газотурбинными двигателями (ГТД).

Очень важным показателем для авиации является удельная масса двигателя. У поршневого двигателя она составляет 0,55— 0,82 кг/кВт, а у газотурбинного — всего лишь 0,11—0,14 кг/кВт.

Принципиальное отличие газотурбинного двигателя от поршневого состоит в характере движения рабочего органа. Если в поршневом двигателе поршень совершает возвратно — поступательное движение, которое затем с помощью коленчатого вала преобразуется во вращательное, то в ГТД рабочий орган (ротор турбины) сразу же совершает вращательное движение.

Это обстоятельство в основном и предопределило успех ГТД, так как оно позволило получить большее число оборотов и, следовательно, увеличить мощность двигателя при одинаковой массе. Кроме того, поперечные габаритные размеры ГТД, отнесенные к силе тяги, оказались во много раз меньшими, чем у лучших поршневых двигателей. Все это позволило резко увеличить скорость полета самолетов при установке на них газотурбинных двигателей. Если для самолетов с поршневыми двигателями скорость полета обычно составляет 200—300 км/ч, то самолеты гражданской авиации, оснащенные газотурбинными двигателями, развивают скорость значительно выше.

В ходе развития и совершенствования ГТД появились различные конструктивные решения. Однако все авиационные ГТД подразделяются на две основные группы: турбореактивные (ТРД, рис. 1.) и турбовинтовые (ТВД, рис. 2).

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства 1, осевого компрессора 2, топливной системы 3, камеры сгорания 4, турбины 5 и выходного устройства (сопла) 6. Воздух, поступающий через входное устройство 1 внутрь двигателя, сжимается в компрессоре 2 и нагнетается им в камеру сгорания 4.

Сюда же подается через форсунки жидкое топливо. Образующиеся в процессе сгорания топлива газы повышенной температуры и высокого давления направляются на рабочие лопатки турбины 5, приводя во вращение ее ротор, который опирается на роликовые 7 и шариковые раднально -упорные 8 подшипники. Затем через сопло газы отводятся наружу.

Выходное устройство 6 служит для преобразования потенциальной энергии газового потока в кинетическую и отвода газов из двигателя. Скорость истечения газов из реактивного насадка дозвукового выходного устройства близка к критической или равна ей и составляет 500—600 м/с.

Для газовой турбины характерны непрерывность рабочего процесса, высокие скорости газа и отсутствие возвратного движения масс. Газовая турбина служит приводом компрессора, а избыток энергии используется для сообщения газу большой скорости. При истечении газа в сторону, противоположную направлению полета, возникает реактивная тяга, которой приводится в движение самолет. Реактивная струя частично создается турбиной и частично соплом, отсюда и название — турбореактивный двигатель.

Таким образом, движущей силой или тягой в турбореактивном двигателе является реакция струи горячих газов, истекающих из сопла. Тяга — основная характеристика ТРД. Для создания постоянной тяги в течение продолжительного времени топливо непрерывно сжигается в камере. Благодаря этому в камере поддерживается давление, большее давления окружающей среды. Под действием перепада давления и происходит истечение газов из сопла в атмосферу и образование реактивной струи.

Постоянство тяги и давления в камере сгорания обеспечивается при условии, что количество газа, образующегося в единицу времени при сжигании топлива, равно количеству газа, истекающего за это же время из камеры. Величина тяги зависит в основном от секундного расхода газов и скорости их истечения из двигателя в атмосферу. Чем больше расход газов и скорость истечения, тем большей (при прочих равных условиях) будет тяга. Для увеличения скорости истечения и, следовательно, тяги служит сопло.

Основными элементами турбовинтового двигателя (рис.2.) являются воздушный винт 1, редуктор числа оборотов 2, компрессор 3, камера сгорания 4, турбина 5 и выходное устройство б. Характерная особенность турбовинтового двигателя состоит в том, что его газовая турбина приводит в действие наряду с компрессором воздушный винт, причем основная тяга создается винтом, а расширение выхлопных газов в реактивном сопле дает дополнительную тягу. Однако скорость выхода газов из сопла в ТВД значительно меньше, чем в ТРД. Теплоперепад здесь срабатывается более полно, поэтому ТВД отличаются большей экономичностью. Таким образом, разница между ТВД и ТРД состоит в методе преобразования энергии сжатых газов в работу силы тяги.

Существует различие также между движителями указанных двигателей. Если в ТРД движитель состоит из выхлопной трубы и сопла, то в ТВД, кроме отмеченных узлов, он включает дополнительную турбину или отдельные ступени, связанные с воздушным винтом. Количество и скорости отбрасываемого воздуха у них будут также различными.

Турбовинтовые двигатели обычно применяются при дозвуковых скоростях полета, а турбореактивные — при сверхзвуковых. По конструктивным признакам элементов ГТД различают двигатели с центробежными, осевыми и осецентробежными компрессорамн, с трубчатыми, кольцевыми и трубчато — кольцевыми камерами сгорания, с осевыми и радиальными турбинами, с прямоточным и петлевым движением газов и т. д.

В основном применяются осевые компрессоры, так как они имеют высокий к.п.д., малый вес, малые поперечные габариты и позволяют получать большую степень повышения давления. Они хорошо вписываются в плавные контуры двигательной установки, снижая тем самым лобовое сопротивление самолета. Среди камер сгорания наибольшее распространение получили кольцевые и трубчато — кольцевые, поскольку их стенки могут быть включены в силовые корпусы двигателя, что приводит к снижению его веса.

В двигателях большой тяги используются газовые турбины только осевого типа и лишь на малых ТРД и ТВД встречаются радиальные турбины. Число ступеней турбины определяется величиной срабатываемого теплоперепада и его распределения по ступеням. В турбореактивных самолетах основной упор делается на скорость полета, поэтому они оборудуются турбинами с малым числом ступеней — от одной до трех. В турбовинтовых самолетах скорости полета меньшие, теплоперепад срабатывается более полно за счет применения многоступенчатых турбин (число ступеней 3—5).

Число оборотов роторов ТВД находится в пределах 6000—18 000 об/мин. С помощью редуктора оно снижается до наивыгоднейшего числа оборотов винта, равного 800—1500 об/мин. Компрессор, камера сгорания, турбина и реактивное сопло как в ТВД, так и в ТРД располагают обычно так, чтобы обеспечить прямоточное движение воздуха и продуктов сгорания. Этим снижаются гидравлические потери двигателя.

На тепловой экономичности ГТД сказывается также высота полета самолета, так как ею определяется температура T2 холодного источника. С увеличением высоты отношение максимальной температуры Т1 к минимальной Т2 в цикле растет (при высоте 10 км T2 = 232 К или t2 = — 41°C), а это положительно влияет на к.п.д. двигателя. Кроме того, относительно небольшой срок службы двигателя в авиации облегчает его создание для работы на повышенных температурах.

При сверхзвуковых скоростях полета в ТРД применяется форсирование двигателей по тяге. Наиболее распространенным способом форсирования является применение в выхлопной системе двигателей форсажных камер. Скорость газов, выходящих из турбины, снижается диффузором до 150—200 м/с. В форсажной камере в этот поток газов впрыскивается топливо, которое при сгорании создает дополнительную тягу. Ее величина может составлять 20—50% от номинальной тяги двигателя.

Важнейшими параметрами, характеризующими совершенство ГТД и их технические данные, являются тяга, удельный расход топлива, масса, габаритные размеры и ресурс (продолжительность безотказной работы двигателя в эксплуатации). По мере развития и совершенствования конструкции ГТД, технологии изготовления, применения новых материалов отмеченные параметры существенно изменяются: тяга двигателей непрерывно возрастает, улучшается экономичность, снижается масса на единицу тяги, уменьшаются габаритные размеры, а ресурс возрастает.

Существенным показателем для оценки ТРД является удельная масса, под которой понимается отношение массы двигателя к его номинальной тяге: mуд = mдв/R. С начала строительства турбореактивных двигателей их удельная масса снизилась в несколько раз, и начиная с 1951 г. средние значения удельной массы ТРД с осевыми компрессорами имеют меньшую величину, чем с центробежными.

Для турбовинтовых двигателей удельная масса оценивается отношением массы двигателя к суммарной мощности Ne, которая равна сумме мощности Nв на валу винта и мощности Np реакции струи газов: mуд = mдв/Ne. За период строительства ТВД их удельная масса снизилась примерно в несколько раз. Удельная масса является важнейшим показателем для авиационных двигателей, поскольку ею определяется скороподъемность и дальность полета самолета. Как следует из статистических данных, увеличение массы двигателя на 1 кг приводит к увеличению массы самолета на 3—5 кг.

Благодаря небольшой удельной массе ГТД целесообразно использование их в водном и наземном транспорте. Имеется также опыт применения ГТД на морских судах, локомотивах, автомашинах, и только недостаточная экономичность сдерживает пока их широкое применение. Исп. литература: 1) Теплотехника, под редакцией А.П.Баскакова, Москва, Энергоиздат, 1982. 2) Теплотехника, Бондарев В.А., Процкий А.Е., Гринкевич Р.Н. Минск, изд. 2-е,»Вышейшая школа», 1976.