1609580209-39cecbafc34f170d05c6e33ba5201c4a (Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полётаu), страница 2

При этом тяговая мощность ТРД гвг=КУп достигает максимального значения при Мк=2,5 —:3,0. Дальнейший рост скорости полета также приводит к снижению тяговой мощности ТРД. Такой характер изменения тяги и тяговой мощности ТРД определяет нецелесообразность использования его прн скоростях полета, превышающих число М =4;О.

Действительно, с увеличением скорости полета растет температура торможении набегающего потока воздуха и при сохранении максимально допустимой температуры газа перед турбиной неизбежно уменьшается подогрев воздуха в компрессоре. При определенных значениях скорости полета отношение степени повышения давления воздуха в компрессоре к степени понижения давления на турбине становится меньше единицы, т.

е. степень расширения газа в реактивном сопле становится ниже степени повышения давления воздуха от скоростного напора. Турбина и компрессор — агрегаты. обеспечивающие повышение термического к. и. д. ВРД при относительно невысоких сверхзвуковых скоростях полета, в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета вносят сопротивление, приводящее к снижению давления за турбиной по сравнению с давлением воздуха перед компрессором.

ах а,т 4 Рис. 1. Схема ПВРД: !-вовлгховвборвик.' à †каме сгорвмвя; 3-товлввммя коллектор с форогмквмм; 4-ствбмлмввгорм вввмввв; б-рввктввмов совло Этого недостатка лишен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, представляющий собой простейший ВРД, основанный на принципе захвата и сжатия атмосферного воздуха в воздухозаборннке 1 (скоростной напор), теплоподвода к воздуху в камере сгорания 2 при приблизительно постоянном давлении и отбрасывания массы смеси продуктов сгорания и воздуха через реактивное сопло б (рис. 1). Сила тяги ПВРД, как н любого ВРД, определяется приростом количества движения воздуха, проходящего через двигатель. Величина этого прироста в ПВРД самым непосредственным образом связана со степенью повышения давления воздуха от скоростного напора.

Чем выше степень повышения давления воздуха при торможении потока, или чем больше скорость набегающего потока воздуха, тем больше абсолютное давление в камере сгорания и выше эффективность теплоподвода к воздуху. Очевидно, что при нулевой скорости полета сжатие воздуха отсутствует, нет прироста количества движения воздуха и сила тяги ПВРД равна нулю.

При малых скоростях полета из-за низкой степени повышения давления воздуха от скоростного напора ПВРД малоэффективен. Но с увеличением скорости полета сила тяги и тяговая мощность ПВРД нарастают сильнее, а их максимальные значения достигаются прн существенно больших, чем в ТРД, скоростях полета.

Поэтому область целесообразного использования ПВРД вЂ” это область больших сверхзвуковых скоростей полета. Однако простота конструкции, малая масса и. отсутствие турбокомпрессорной группы позволяют считать ПВРД вероятной силовой установкой летательных аппаратов даже в области меньших скоростей полета. В то же время в условиях очень болыпих скоростей полета (М,) сила тяги и тяговая мощность ПВРД на нефорснрованиых режимах при коэффициентах избытка воздуха а>1,0 существенно уменьшаются, обращаясь в нуль в зависимости от уровня потерь по тракту двигателя, типа топлива и значений и в диапазоне чисел М, от 8 до 12.

В самом деле, тяга ПВРД при работе на расчетном режиме, т. е. при полном расширении в сопле, определяется уравнением =О. (В„. (,у,к,„л). Здесь гу,=0~0,; Р„,= 1Г, )л„)(, По мере роста скорости полета в 'области чисел Мп-3,0 —:4,0 разность У, — Рш т. е. удельная тяга по воздуху, будет уменьшаться, поэтому ее недостаток может быть компенсирован только увеличением ракетной составляющей тяги. Это возможно в ПВРД со сверхзвуковой скоростью в камере, форсируемых впрыском компонентов ракетного топлива нли избыточного горючего, и в ракетных двигателях (ЖРД или РДТТ), топливные компоненты которых транспортируются вместе с двигателем.

Сила тяги ракетных двигателей как жидкого, так и твердого топлива практически не зависит от скорости полета и несколько увеличивается с высотой, тогда как тяга ВРД любого типа падает с увеличением высоты примерно пропорционально плотности атмосферного воздуха. Поэтому аппарат с ЖРД или РДТТ теоретически не имеет ограничений. по высоте полета, а самолет с ВРД имеет теоретический потолок приблизительно 40 км.

Если иметь в виду, что рост лобового сопротивления и увеличение уровня температурных напряжений элементов конструкции летательного аппарата с увеличением скорости полета заставляют одновременно увеличивать высотность, то становится ясным, почему ракетные двигатели жидкого и твердого топлива получили столь широкое применение в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета. 10 Вместе с тем использование ракетных двигателей в плотных слоях атмосферы нз-за чрезвычайно высоких удельных расходов топлива не может обеспечить большой продолжительности полета. В то же время при малой продолжительности полета, когда даже при больших удельных расходах топлива суммарный расход невелик, применение ракетных двигателей становится целесообразным, так что ЖРД и РДТТ с успехом используются в каче<тве силовых установок разгоняющих устройств различного типа.

Для больших сверхзвуковых скоростей полета при умеренной его продолжительности целесообразно сочетать свойства ракетных двигателей и ВРД или использовать ракетный двигатель (ЖРД или РДТТ) с присоединенной массой воздуха. Идея использования атмосферного воздуха для уменьшения запасов бортового окислителя ие нова; в частности, применительно к ракетным аппаратам она выдвигалась в работах Ф. А.

Цандера, Однако усложнение конструкции аппарата при замене ракетного двигателя воздушно-реактивным или при установке дополнительного воздушно-реактивного двигателя на аппарат в значительной мере препятствовали ее реализации. С м е ш а н н н ы е с и л о в ы е у с т а н о в к и, представляющие собой механическое сочетание самостоятельно устанавливаемых на летательный аппарат двигателей, работают как одновременно, так и последовательно (т. е.

на разгоне, например, работает один тип двигателя, а на марше другой). Смешанные СУ представляют собой наиболее естественное развитие двигателей для аппаратов большой скорости полета. Оии нашли применение на различных типах самолетов и ракет. Так, например, при сочетании ВРД и ЖРД высокая взлетная тяга удачно дополняется хорошей экономичностью на маршевом участке полета, а соединение ТРД и ПВРД обладает как удовлетворительными характеристиками на режиме разгона и набора высоты, так и высокой экономичностью на маршевом участке полета прн больших числах М Основным типом смешанной СУ сверхзвуковых самолетов до настоящего времени была установка, состоящая из ТРД и ЖРД, устанавливаемых, главным образом, на истребителях с целью улучшения высотных данных и увеличения максимальной скорости полета. француз«две истребители с ТРД и ЖРД «Трпдап 1Ь и «Мкраж 1И» достигали потолка Н=26 юм прп М«=2»2 к дальности 8=1ООО»см.

Английские истребители фирм «Саупдерс Ро» и «Ипглвш электрик», снабженные смешапвой СУ, состоашей пз )КРД («Спектр» и сдвоенный «Скорпкок») и ТРД («Вайпер», «Джайроп Джуниор» и «Эвон»), были рассчитаны на скоростп полета до М,=2,5 —:З,О на высоте Н=28 км. Американские палубные истребателк Р8-1) к И-4 снабжены диполнптелькыми ЖРД главным образом длк улучшения высотных характеристик. Наряду с истребителями смешанные СУ, сосговшпе пз ЖРД в ТРД, прпменялись также ва бомбардпроишпках 1«Бокпг В-47» в США, «Какберра» в Апглпп).

Есть проекты нснольэоамгин ТРД и ЖРД на баллистических многоступенчатых ракетах (фирма <Дженерал электрик»). Силовая установка, состоящая из РДТТ и ПВРД, в настоящее время является одной из самых распространенных смешанных СУ. В подобного типа силовых установках РДТТ применяется для разгона аппарата, а ПВРД; включающийся при скоростях полета, соответствующих числам М =1,5 —:2,0, обеспечивает вывод ракеты на цель. Ракеты, снабженные смешанной силовой установкой ПВРД и РДТТ, находятся на вооружении ВВС США и Англии. К особенностям смешанных СУ относятся: неудобство размещения на аппарате двигателей различных типов с самостоятельными выхлопными и входными системами, трудность 'сочетания двигательных систем различных типов в одной силовой установке и т.