газогенератор

Рис. 1. Схема газогенератора.

газогенера́тор — 1) часть газотурбинного двигателя, состоящая из последовательно расположенных осевого или центробежного компрессора, камеры сгорания и газовой турбины, приводящей компрессор (рис. 1). Термин «Г.» появился в связи с внедрением в авиастроение турбореактивных двухконтурных двигателей. Эти двигатели имеют двух- или трёхзальную схему. В первом случае Г. называется каскад высокого давления, во втором — каскад высокого и среднего давления. Рабочий процесс в Г. осуществляется при наибольших значениях давления, термических и механических нагрузок. Бо́льшая часть прочностных и газодинамических проблем, возникающих при создании газотурбинного двигателя, связана с Г., поэтому опережающая экспериментальная отработка Г. может сократить сроки создания и доводки газотурбинного двигателя. Однотипность конструктивной схемы Г. для газотурбинных двигателей различных принципиальных схем (турбореактивных двигателей, турбореактивных двухконтурных двигателей, турбовинтовых двигателей) позволяет создавать семейства двигателей различных типов и назначения на основе базовой конструкции Г. (рис. 2), причём максимальные и минимальные значения тяги (мощности) двигателей одного семейства могут отличаться в несколько раз. Такой метод создания двигателей находит широкое практическое применение. Наряду с термогазодинамическими параметрами рабочего процесса важным конструктивным показателем Г., характеризующим размеры проточной части и определяющим тягу (мощность) базируемых на его основе газотурбинного двигателя, является размерность Г., представляющая собой приведённый расход воздуха в выходном сечении компрессора: , где G₀ — максимальный приведенный расход во входном сечении компрессора, π_к — максимальное значение степени повышения давления в компрессоре. Наименьшее значение имеют Г. вертолётных газотурбинных двигателей и турбовинтовых двигателей лёгких самолётов: = 0,2—2,5 кг/с. У Г. современных турбореактивных двухконтурных двигателей для до- и сверхзвуковых самолётов = 2—9 кг/с. В Г. одноконтурных турбореактивных двигателей достигает 35 кг/с. Необходимая тяга (мощность) газотурбинных двигателей получается сочетанием базового Г. с турбовентилятором (турбокомпрессором), имеющим соответствующие значения расхода воздуха и степени повышения давления в вентиляторе (компрессоре низкого давления), или со свободной турбиной (для турбовального газотурбинного двигателя). Конструкция базового Г. должна быть рассчитана на различные значения давления и температуры рабочего тела в различных газотурбинных двигателях.

2) Часть турбонасосного агрегата (турбонасосный агрегат) жидкостного ракетного двигателя — устройство, в камере которого в результате реакций окисления (двухкомпонентное топливо) или разложения (однокомпонентное топливо) вырабатывается горячий газ (температура 200—900°C), являющийся рабочим телом для привода турбины турбонасосного агрегата, насосы которого обеспечивают подачу топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Для наддува топливных баков, работы системы управления.

М. М. Цховребов.

Рис. 2. Семейство двигателей на основе базового газогенератора.