Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. (1014191), страница 2
Текст из файла (страница 2)
С ростом скорости аэродинамическое сопротивление быстро увеличивается, а вместе с ним растет и потребная сила тяги. Например, для продвижения одноместного самолета, весящего около 3 т, со скоростью около 600 км/час, равной половине скорости звука, необходима сила тяги около 500 кг; для продвижения этого же самолета со звуковой скоростью потребовалась бы тяга более 4000 кг. Если принять, что при М=1 коэффициент полезного действия воздушного винта равен 0,8, то мощность двигателя, развивающего подобную тягу, будет 75ч 75 0,8 Такой поршневой двигатель без винта и горючего весил бы около 10 т. В действительности потребная мощность винтомоторной установки будет еще больше, так как с приближением скорости полета к скорости звука, к.
п. д. винта быстро падает. Вследствие чрезвычайно быстрого роста потребной мощности и веса силовой установки винтомоторные самолеты не способны развить скорость, близкую к скорости звука. Наибольшая рекордная скорость винтомоторного самолета, равная 756 км/час, получена в 1939 г. на немецком самолете Мессершмидт без радиаторов, топливных баков и оборудования, пригодном только для полета, продолжительностью в несколько минут. Предшествовавший рекорд, установленный шестью годами ранее на итальянском самолете Макки-Кастольди, был превышен всего иа 7э/в Для полетов со звуковыми и сверхзвуковыми скоростями необходимы двигатели, способные развивать требуемую тягу при высоких скоростях полета и обладающие малым собственным весом.
Подобным свойством обладают только реактивные двигатели. Реактивным двигателем называется агрегат, сочетающий в себе тепловую машину и воздушный движитель, в котором выделившаяся тепловая энергия непосредственно затрачивается на увеличение кинетической энергии струи газов, чья реакция создает полезную тягу. осдоо рода диоде ио Ф 1. КЛАССИФИКАЦИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАтЕЛЕЯ Существует два принципиально отличных друг от друга типа реактивных двигателей: ракетные двигатели и воздуисно-реантивньге двигатели.
На борту летательного аппарата с ракетным двигателем находится все необходимое для создания реактивной тяги: энергоноситель и рабочее вещество, при истечении которого возникает сила реакции; на борту летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем находится только энергоноситель, а рабочим веществом служит захватываемый атмосферный воздух.
Ракетные двигатели по виду горючего подразделяются на ПРД (пороховые ракетные двитатели, фиг 1) в которых энергоносителем служит порох, а радоиая '::,",";::- - бОЧИМ ВЕщЕСтВОМ вЂ” ПОРОЛоратадая ~4!.,' .,: ховые газы, образующие- шошяас особыми Я3:.:хй . ся при горении, и ~на ЖРД «а«осами (жидкестные ракетные аа~;.='- двигатели, фиг. 2), в которых энергоносителем служит жидкое топливо, состоящее из горючего веияоя оса щества и окислителя, а рабочим веществом являются газообразные продукты сгорания.
ПринциАшоо пиально возможно созда«Эвг. 1. Пороховой ракетный двигатель пРд. ние атомных пакетных а — схема, б — внешний ввв. двигателей (АРД), в ко- торых энергоносителем будет служить ядерное горючее, а рабочим веществом пары жидкости с малым молекулярным весом, например воды. ПоРоховые ракеты были изобретены в Китае много веков назад.
Теория движения ракеты, масса которой изменяется со временем, была Разработана в 1897 — 1904 гг. выдающимся русским ученым акад™иком И. В. Мещерским, Его работы легли в основу реактивной техники, Ракетные двигатели на жидком горючем были предложены в 1968 " К Э. Циолковским. Осуществить свое изобретение в условиях царской России ему не удалось. Д и ЖРД на каждый килограмм тяги расходуют от 16 до 86 кг ~оплива в час.
Имеющегося на борту бескрылой ракеты топливного запаса хватает не более чем на 1,5 — 2 мин. моторного полета. Воз душно-реактивные д~вигатели (фиг. 3), которые в к~~~стае Рабочего вещества и окислителя используют воздух, захватываемый из окружающей атмосферы, расходуют на каждый ки- 10 лограмм тяги в час значительно меньше топлива, чем ПРД или ~КРД (от 1,0 до 6 кгучас на 1 кг тяги).
Продолжительность моторного полета крылатого летательного аппарата с Врд может достигать нескольких часов (см, 5 3 этой главы). В отличие от ракет, работа которых не зависит от окружающей среды, воздушно-реактивные двигатели могут дейстгвовать только в пределах земной атмо- сферы. Всякий ~воздушно-реактивный двигатель имеет входной патрубок или диффузор для забора атмосферного воздуха и выходное или ре- активное сопло для выпуска рабочих газов, сила реакции которых создает полезную тягу. Сила тяги равна разности ежесекундных ко- личеств движения выходящих газов и входящего воздуха.
В настоящее время распространены три вида воздушно-реактив- ных двигателей: турбореактивные (сокращенно ТРД), пульсирую- щие (ПУВРД) и прямоточные (ПВРД), Рассмотрим принцип действия каждого из этих трех видов воз. душно-реактивных двигателей, Т у р б о р е а к т и в н ы й д в и г а т е л ь (ТРД) состоит из вход- ного диффузора, компрессора, камер сгорания, турбины и выходного сопла (фиг. 4,а; на схеме дпффузор снят). Воздух, сжимаемый компрессором, поступает в камеры, куда впрыскивается и где сгорает горючее, или в ядерный реактор. Энтальпия газового потока возрастает. Сжатые и горячие газы при- водят во вращение рабочее колесо турбины, отдавая ему часть своей энергии; температура и давление при этом уменьшаются.
Газы, от- работа~вшие в турбине, вытекают из выходного сопла со скоростью, превышающей скорость набегающего потока, и действуют на дви- гатель с некоторой силой реакции. ТРД работает за счет энергии, вы- деляющейся в камерах сгорания или в реакторе. Если прекратить подогрев газов, то энергия, отдаваемая газами в турбине, окажется меньше энергии, потребляемой воздухом при сжатии в компрессоре, и вращение ротора турбокомпрессора прекратится.
С увеличением степени поджатия газов в компрессоре и с ростом температуры га- зов, выходящих из камер сгорания или реактора, тяга турбореактив- ных двигателей увеличивается. Однако температура газов на входе в турбину ограничена жаростойкостью ее направляющих и рабочих лопаток. При сверхзвуковых скоростях полета температура газов, выходящих из компрессора, становится большой, а возможный подо- грев газов в камерах сгорания — малым. Поэтому турбореактивные двигатели пригодны только при скоростях полета, превышающих скорость звука не более чем в 3 раза (см. фиг.
11). Для увеличения области применения турбореактивных двигателей они снабжаются форсажнымн камерами для дожигания горючего в газах, прошедших через турбину (фиг, 4,б и фиг. 144, см. стр, 244). Турбореактивные двигатели с форсажными камерами пригодны для скоростей, превы- шающих скорость звука не более чем в 3 —:4 раза '. ' нот Магяпаго 1, Еп1пга о1 Ггапг)е1 Епя1пеа, Агпапсап Ач!аноп, 1 — Гь 1954, 24 — 28. 12 Турбореактивные двигатели широко применяются как в дозвуковой, так и в сверхзвуковой авиации.
Пульсирующие воздушно-реактивные двигат е л и (ПуВРД) состоят из короткого входного диффузора, клапанной решетки, камеры сгорания и длинного цилиндрического выходного сопла (фиг. 5). В камеру сгорания впрыскивается горючее. Электрический запал — «свеча» поджигает образовавшуюся смесь. Сгорание происходит в частично замкнутом объеме, так как столб газов в длинном выходном сопле вследствие своей инерции препятствует быстрому расширению продуктов сгорания; поэтому давление в камере повышается, входные клапаны автоматически закрываются и газы с увеличенной скоростью выталкиваются из сопла, действуя на двигатель с некоторой силой реакции. Вследствие инерции столба газов, движущихся по выходному соплу, давление в камере падает ниже атмосферного и в камеру через клапаны, которые автоматически открываются, входит свежий воздух. Затем все такты повторяются. В те промежутки времени, когда клапаны закрыты, двигатель обладает большим аэродинамическим сопротивлением, особенно значительным при околозвуковых скоростях полета.
Поэтому ПуВРД пригодны лишь на летательных машинах, скорость которых меньше скорости звука. Прямоточные воздушно-реактивные двигател и (ПВРД) имеют входной диффузор, камеру сгорания с форсунками для подачи горючего, зажигающими устройствами и стабилизаторами пламени и выходное сопло (фиг. 6).
Сжатие воздуха в диффузоре ПВРД происходит за счет его кинетической энергии. Поэтому ПВРД могут работать только в потоке воздуха. Набегающий воздух входит в расширяющийся диффузор и частично теряет скорость; его давление, плотность и температура при этом повышаются и ~в тем большей мере, чем больше начальная скорость потока, Воздух, поджатый в диффузоре, поступает в камеру сгорания и смешивается с горючим. При сгорании образовавшейся смеси энтальпия газов возрастает, а давление незначительно уменьшается.
Продукты сгорания вытекают из выходного сопла со скоростью, большей скорости набегающего потока. При полете со скоростью, в 3 раза превышающей скорость звука, давление в камере ПВРД может повыситься примерно в 25 раз. Этого достаточно для того, чтобы устройства для повышения давления, подобные турбине и компрессору ТРД, стали излишними. При скоростях, меньших примерно половины скорости звука, повышение давления за счет скорости набегающего потока бывает незначительным (меньше 20%), свободная энергия горячих газов мала и в кинетическую энергию преобразуется лишь малая часть энтальпии продуктов сгорания. Поэтому при малых скоростях (М<"0,5) ПВРД не применяются. Давление воздуха в прямоточном двигателе заметно повышается лишь при наличии подогрева.
При отсутствии подогрева воздух протекает через канал двигателя, не испытывая торможения, и давление Горючее Рог/ух сгорания соппо фиг 6, Пульсирууощий воздушно-реактивный двигатель — ПуВРД. в — схема. б-установленный на летательном аппарате. фиг. 6, Прямотониые воздушна-реактивные двигатели — ПВРД, Π— ЛОЗВУКОВОй ПВРД, б Н В вЂ” СВЕРХЗВУКОВЫЕ ПВРД На Мн ( 2 В На Мн >2 16 остается низким. При этом за счет потерь энергии на трение и удары скорость истечения бывает меньше скорости набегания и на двигатель действует только сила аэродинамического сопротивления.
При скоростях полета, превышающих скорость звука более чем в 3 раза, прямоточные д1вигатели оказываются более экономичными, чем какие-либо другие двигательные установки. Идея прямоточного двигателя была выдвинута в 1913 г. французским инженером Рене Лореном, который описал свое изобретение в статьях, опубликованных в журнале «Аэрофиль» за 1913 г.
Отчетливого представления о полете на больших скоростях он не имел и потому считал, что к. п. д. двигателя всегда будет низким. Никаких ли«луидор Гм Го„сопле Реп кгпор, откол йаемый Яре долом а) у!ридо ы улрадеемгр Жидкий Фнг. 7. Принципиальная схема атомного воадупвно-реан- тнвного двигателя. и — двнгатель с непосредственным подогревом воздуха. б †двн- гатель с промежуточным теплонсснтелем. попыток осуществить свое изобретение Лорен, по-видимому, ие предпринимал. В 1926 г. англичанин Бенжамин Картер взял патент на прямо- точный двигатель для артиллерийских снарядов. Он отметил необходимость устройств для стабилизации пламени при скоростях потока порядка 100 ле/Рек и предложил впрыскивать горючее против потока для улучшения распыла и испарения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
