Двухк про нтурний турбореакт і вний дв і гатель (ДТРД), авіаційний повітряно-реактивний двигун , В якому надходить в нього повітря ділиться на два потоки, що проходять через внутрішні і зовнішні контури. Перший ДТРД з ежектором запропонований в 1887 київським винахідником Ф. Р. Гешвендом . Перший ДТРД з вентилятором - в 1932 К. Е. Ціолковським . У 1939 А. М. люлька розробив проект ДТРД з компресором і з розділенням потоків повітря на вході. У 1939 французький інженер Р. Аніксіонназ і Р. Имберт запропонували ДТРД з різною кількістю роторів вентилятора і компресора внутрішнього контура, як з'єднаних зубчастою передачею, так і механічно не зв'язаних. У 1947 радянський інженер В. Ф. Павленко розробив проект ДТРД з поділом потоків повітря за компресором. ДТРД з теплообмінником в зовнішньому контурі і з додатковим газовим компресором у внутрішньому контурі між турбіною і реактивним соплом, призначеним для зниження тиску за турбіною нижче атмосферного, запропонований в 1948 радянський інженер М. Г. Дубинським, С. 3. копелеві і А. О. Мацука. У 1953 німецький інженер К. Лейст отримав патент на ДТРД з біротатівним (т. Е. Мають внутрішній і зовнішній ротор) компресором внутрішнього контура, у якого один з двох обертових в протилежному напрямку роторів (зовнішній) несе робочі лопатки вентилятора зовнішнього контуру. Тяга ДТРД складається з сил реакції потоків повітря і продуктів згоряння, які отримали прискорення у внутрішньому і зовнішньому контурах і що випливають через два самостійних (рис. 1, а, в) або одне спільне (рис. 1, б, г) реактивне сопло . Зовнішній контур являє собою кільцевої канал, в якому знаходиться вентилятор або компресор, розташований за турбокомпресором (рис. 1, а) або перед ним (рис. 1, 6). Переднє розташування вентилятора дає можливість використовувати його для стиснення повітря, що надходить у внутрішній контур. ДТРД, у яких ступінь двоконтурного (відношення витрат повітря через зовнішній і внутрішній контур) більше одиниці, прийнято називати турбовентиляторними двигунами. Ступінь двоконтурності різних типів ДТРД - від 0,5 до 8. Ступінь підвищення тиску повітря в компресорі внутрішнього контура від 10 до 26, зовнішнього - від 1,5 до 2,5. Підвищення температури газу перед турбіною істотно покращує характеристики ДТРД. У сучасних ДТРД вона сягає 1600 К (див. газотурбінний двигун ). Ротор ДТРД виконується двохвальним, а іноді і трёхвальним (рис. 2) з різною частотою обертання кожного вала.
Основна особливість ДТРД полягає в тому, що при одній і тій же витраті енергії повідомляється менше прискорення значно більшій масі повітря, чим в звичайному турбореактивних двигунів (ТРД). Завдяки цьому тяга на злеті і в польоті з дозвуковій швидкістю збільшується, а питома витрата палива зменшується. У ДТРД зі ступенем двоконтурного 1 злітна тяга на 25% більше, ніж у ТРД, з такою ж тягою на швидкості 1000 км / год і істотно менший шум, створюваний реактивної струменем завдяки меншій її швидкості. ДТРД широко застосовуються в СРСР і за кордоном на дозвукових, переважно пасажирських літаках (наприклад, Іл-62, Ту-134, «Боїнг-727») і літаках з вертикальними плі укороченими зльотом і посадкою. Зі збільшенням швидкості польоту понад 1000 км / ч тяга ДТРД різко зменшується через малій швидкості реактивного струменя. Для збільшення цієї швидкості спалюється додаткова кількість палива в зовнішньому контурі (рис. 1, в) або в загальній камері змішувача (рис. 1, г). Це робить вигідним застосування ДТРД і на надзвукових літаках (див. Також авіаційний двигун ).
Літ .: Стечкин В.С., Теорія реактивних двигунів, М., 1958; Клячкин А. Л., Теорія повітряно-реактивних двигунів, М., 1969: High speed aerodynamics and jet propulsion, v. 12, L., 1959.
С. З. Копелев.
Мал. 2. Схема (а) і загальний вид (б) трёхвального двоконтурного турбореактивного двигуна (ДТРД): 1 - вхід повітря в зовнішній контур; 2 - вхід повітря у внутрішній контур; 3 - лопатки вентилятора; 4 і 41 - компресор і турбіна низького тиску; 5-51 -компресор і турбіна високого тиску; 6 - камера згорання; 7 - турбіна приводу вентилятора; 8 - реактивне сопло.
Мал. 1. Схеми двоконтурного турбореактивного двигуна; розташування вентилятора: а - заднє, б - переднє; спалювання додаткового палива: в - в зовнішньому контурі, г - в загальній камері змішувача; 1 - вентилятор (компресор) зовнішнього контуру; 2 і 21 - компресор і турбіна низького тиску; 3 - 31 - компресор і турбіна високого тиску; 4 - камера згоряння внутрішнього контуру; 5 - камера згоряння зовнішнього контуру; 6 - форсунки додаткового палива; 7-71 - реактивне сопло внутрішнього і зовнішнього контуру.