Авиационная газовая турбина

один из основных агрегатов авиационных газотурбинных двигателей (См. Газотурбинный двигатель). По сравнению со стационарными газовыми турбинами (См. Газовая турбина), А. Г. Т. При большой мощности имеет малые габариты и массу, что достигается конструктивным совершенством, большими осевыми скоростями газа в проточной части, высокими окружными скоростями рабочего колеса (до 450 м/сек) и большим (до 250 кдж/кг или 60 к кал/кг) теплоперепадом. А. Г. Т. Позволяет получать значительные мощности. Например, одноступенчатая турбина (рис. 1) современного двигателя развивает мощность до 55 Мвт (75 тыс. Л. С.). Преимущественное распространение получили многоступенчатые А. Г. Т. (рис. 2), в которых мощность одной ступени обычно 30—40 Мвт (40—50 тыс.

Л. С.). Для А. Г. Т. Характерна высокая температура газа (850—1200°С) на входе в турбину. При этом необходимый ресурс и надёжная работа турбины обеспечиваются применением специальных сплавов, отличающихся высокими механическими свойствами при рабочих температурах и устойчивостью в отношении ползучести, а также охлаждением сопловых и рабочих лопаток, корпуса турбины и дисков ротора. Распространено воздушное охлаждение, при котором воздух, отбираемый из компрессора, пройдя через каналы системы охлаждения, поступает в проточную часть турбины. А. Г. Т. Служат для привода компрессора турбореактивного двигателя (См. Турбореактивный двигатель), компрессора и вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя и для привода компрессора и винта турбовинтового двигателя (См.

Турбовинтовой двигатель). А. Г. Т. Используются также для привода вспомогательных агрегатов двигателей и летательных аппаратов — пусковых устройств (стартеров), электрических генераторов, насосов горючего и окислителя в жидкостном ракетном двигателе (См. Жидкостный ракетный двигатель). Развитие А. Г. Т. Идёт по пути аэродинамического конструктивного и технологического совершенствования. Улучшения газодинамических характеристик проточной части для обеспечения высокого кпд в широком диапазоне изменения режимов работы, характерном для авиационого двигателя. Уменьшения массы турбины (при заданной мощности). Дальнейшего повышения температуры газа на входе в турбину. Применения новейших высокожаропрочных материалов, покрытий и эффективного охлаждения лопаток и дисков турбины.

Развитие А. Г. Т. Характерно также дальнейшим увеличением числа ступеней. В современных А. Г. Т. Число ступеней доходит до восьми. Лит. Теория реактивных двигателей. Лопаточные машины, М., 1956. Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели, М., 1965. Абианц В. X., Теория газовых турбин реактивных двигателей, 2 изд., М., 1965. С. З. Копелев. Рис. 1. Одноступенчатая авиационная газовая турбина. 1 — диск турбины. 2 — вал турбины. 3 — лопатки рабочего колеса. 4 — лопатки соплового аппарата. Рис. 2. Трёхступенчатая авиационная газовая турбина..