Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. (1014191), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Сведений об испытании изобретения Картера не имеется. В 1929 г. русский ученый Б. С. Стечкин опубликовал статью «Теория воздушного реактивного двигателя», послужившую основой для дальнейших теоретнческив разработок. В !934 г. французский инженер Рене Ледюк взял патент на самолет с прямоточным двигателем. Разработку прямоточных двигателей Ледюк начал в 1933 г., а в 1935 г. провел стендовые испытания модели ПВРД с .высокой для того времени скоростью в 1000 км/час, 2 316 17 доказав осуществимость двигателей подобного типа. Модель самолета Ледюка с ПВРД была выставлена в Парижском авиационном салоне 1938 г. и в том же году на заводе Бреге была начата работа над постройкой опытного самолета.
Ко времени немецкого вторжения во Францию изготовление опытного самолета не было закончено. Прерванные работы возобновились в 1945 г. и к концу этого же года опытный самолет Ледюк-010 был закончен. Однако испытания модифицированных образцов этого самолета при сверхзвуковых скоростях полета до конца 1955 г, не были проведены. Советским инженером И. А. Меркуловым в 1939 г был построен и испытан в полете дозвуковой прямоточный двигатель, предназначаемый в качестве ускорителя для винтомоторных са-, молетов.
Во время второй мировой войны работа над прямоточными двигателями развернулась в Германии, Англии, США и СССР. О ходе этой работы сказано ниже, при описании развития отдельных частей прямоточных двигателей. ПВРД так же, как и ТРД, могут работать как на молекулярном, так и иа атомном горючем (фиг. 7). й 2. ПАРАМЕТРЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Работа реактивных двигателей характеризуется рядом параметров. Сопоставляя друг с другом численные значения параметров реактивных двигателей различных систем, можно выявить их сравнительные достоинства и недостатки. Тяговооруженность двигателя характеризуется лобовой или миделевой тягой й,. Лобовая тяга равна силе тяги й, отнесенной к единице лобовой плошади двигателя 5„, т.
е. к единице площади его мнделевого сечения: (1.1) Лобовая тяга ракетного двигателя зависит от природы топлива, от давления в камере сгорания и от конструкции камеры и сопла. Задавшись природой горючего с окислителем и давлением в камере сгорания, можно рассчитать лобовую тягу и расход топлива ракетного двигателя. Подобные расчеты показывают, что пороховые ракетные двигатели обычно обладают более высокой лобовой тягой, но всегда менее экономичны, чем ЖРД. Параметры воздушно-реактивных двигателей зависят от скорости и высоты полета, от температуры и от давления продуктов сгорания перед истечением.
Температура определяется природой горючего и составом смеси, давление — скоростью полета, устройством диффузора н работой компрессора. Параметры турбореактивных двигателей зависят от температуры газов перед турбиной, ограничиваемой жаро стойкостью материала, из которого сделаны тчрбиниые лопатки. Применение новых жаростойких сплавов и металлокерамики дает воз- 18 1(л с,= —. Из (1. 1) и (1. 3) получим тех й сло„— 2е (1. 3) (1.
4) где и) — скорость полета в д(Гсек; Т вЂ” плотность набегающего потока в кг/ме. 1954, 24 — 28. ' йоу Миг Чиатал(, Рп(пге о1 Нап))е( Епя(пев, А)пег)ееп Аюеноп, 1 — П, 2а 19 можность повысить температуру лопаток турбин; вместе с тем улучшаются и параметры двигателей. Параметры сверхзвуковых прямоточных двигателей, помимо природы горючего и состава смеси, в сильной степени зависят от совершенства диффузора, в котором происходит сжатие набегающего потока воздуха. Для того чтобы дать представление о сравнительных достоинствах и недостатках различных авиационных двигателей, на фиг.
8, 9 л и 10 приведены параметры, рас- Е 'считанные по наиболее высоким жаростойкостям и коэффициентам восстановления давления, достигнутым в 1953 г. (Эти графики заимствованы из ста- й 24 тьи Марквардта'.) С увелнче- Я кием допустимых температур и с усовершенствованием диффу'юров параметры реактивных 4 )Е двигателей улучшаются и облаСти применения, расширяются, о 12 но сравнительная оценка дви- а 8 гателей различных типов меняется незначительно. 1 Тяга реактивного двигате- г ля, отнесенная к единице веса КОНСтруКцнн дВИГатЕЛя Рард, С 1 2 З 4 Мпш называется удельной весовой Фиг.
8. Удельные весовые тяги ревдячиых (1 г)) диигетедеа, Р р рд ' 1 — поршневые двигатели (ПШ, 2 — т)шбореакгнвные двигатели (трд), д — турбореактивные двигатели с фороажноя камерой (трдф). 4- ЧЕМ ВЫШЕ удЕЛЬНая ВЕСОВая праноточные воздушна-реактивные двигателя тяга, тем относительный вес (пврд). б-жнпкоотные ракетные двигатели» конструкции меньше (фиг. 8). (жрДК Отношение лобовой тяги к скоростному напору набегающего шу потока у= — ' называется коэффи(4иентом тяги с: 2е л' Как видно из формулы (1.
4), коэффициент тяги определяется из такого же выражения, что и коэффициент сопротивления с: щ2 х=с Я х (1. 5) Сила тяги двигателя )) при установившемся горизонтальном полете равна общему аэродинамическому сопротивлению летательного аппарата Х: )) =Х. Прн наборе скорости или высоты 3 )Х. Следовательно, для того чтобы реактивный двигатель был пригоден для продвижения летательного аппарата, коэффициент тяги должен быть ие меньше коэффициента сопротивления сн>с,. Если коэффициенты сопротивления аппаратов известны, то по величине коэффициента тяги можно судить о пригодности реактивного двигателя для полета с той нли иной скоростью (поскольку как сн, так и с, различным образом зависят от скорости полета).
Работа ракетных двигателей от скорости набегающего потока не зависит; поэтому применительно к ЖРД понятие о коэффициенте тяги обычно не применяется. Экономичность двигателей, развивающих тягу за счет теплоты, выделяемой при сгорании топлива, характеризуется удельной тягой 1 или удельным расходом горючего С,. Удельной тягой называется тяга, получающаяся при сжигании 1 кг горючего в 1 сек. Если при расходе горючего О кг/сек двигатель развивает тягу Н, то удельная тяга 0 Размерность удельной тяги [ 0 ~ [кг горючего!сек1 Чем больше удельная тяга, тем экономичнее работа двигателя.
Удельным расходом горючего называется расход горючего за час, необходимый для получения 1 кг тяги. Если двигатель, расходуя 0 кг~сек горючего, развивает тягу Ц кг, то удельный расход С, будет равен Зб000 3600 С= — = —. е (1. 7) Удельный расход, или удельная тяга ракетных двигателей, зависит от природы топлива, давления в камере и от конструкции двигателя.
Удельный расход, или удельная тяга, воздушно-реактивных дв""этелей зависит от природы горючего, конструкции двигателя, скорости и высоты полета (фиг й). 20 Из фиг. 9 видно, что при М(0,7 наибольшей экономичностью и удельной весовой тягой обладают поршневые двигатели с воздушными винтами. При М от 0,7 до 2,0 наибольшей экономичностью обладает ТРД. При М=2 наибольшей экономичностью обладают форсированные ТРДФ '.
При М)2 наиболее высокой экономичностью и лобовой тягой обладают прямоточные ВРД. С увеличением жаростойкости ма- 5 териалов область применения ТРД расширяется. Ий- Для окончательного выяс- ч в и пения вопроса об областях прн- 1.ч менения тех или иных типов 4 ~.~ чь 4 двигателей необходимо рассмотреть продолжительность и дальность полета. Ей 6 5 3. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ДЕЙСТВИЯ И ДАЛЬНОСТЬ а 4 ПОЛЕТА $ 'ч 2 Продолжительность маршевого полета летательного аппа- з рата (т. е. продолжительность е ' г 4 Мвщ полета с работаюпхим диктате- Фнг, й Удельные расходы топлива для лем) определяется относитель- двнгателей различных типов.
ным запасом топлива на борту Обозначения те же, что н на фнг. 8. ч и секундным расходом горючего О. Относительным запасом горючего называется отношение полного запаса горючего Р„к начальному весу аппарата Р„: Рс Рч Относительный запас топлива у ракеты дальнего действия типа Ч-2 достигает 0,68. Принпипиально возможно несколько повысить эту величину.
Относительный запас горючего на самолете обычно бывает меньше, чем на бескрылой ракете. Тяга Н, потребная для полета, зависит от угла наклона траектории полета к горизонту, от аэродинамики летательного аппарата и от скорости полета. Отношение подъемной силы к силе сопротивления или отношение веса к силе тяги при горизонтальном полете с постоянной скоростью называется аэродинамическим качествам летательного аппарата й: й= —.
(1. 9) й 'ТРДФ вЂ” турбореактивный двигатель с дожнганнем дополнительного топлнва за турбиной, нлн турбореактнвный дангатель с форсажной камерой. 21 Расход горючего определяется потребной тягой й и удельной тя- гой 1 или удельным расходом С, О= — = — кг,'сск = йС, кг/час. и ас, 3600 Продолжительность полета при постоянной тяге В=сопз1 равна частному от деления запаса топлива Р, на расход Сч Р Р„! 1= — '= — "= И. 0 и (1.
11) По мере выгорания топлива полетный вес летательного аппарата Р=Р,+Р, уменьшается, а Вместе с тем уменьшается и потребная тяга ии с+ т Р Р Р (1. 12) Ф Здесь Р, — сухой'вес аппарата. Уменьшение веса за время Ж равно весу выгоревшего горючего: — г1Р=СгИ= — М= — а7. 1 И Отсюда ас= — И вЂ”. Р Интегрируя в пределах от Р, до Р„найдем продолжительность полета с постоянной скоростью тс=сопз1, постоянным качеством й и переменной тягой й= — . Р л Рс Р, 1= — 1 И вЂ” = — И~!пР ~; иР Р Р» ~и 8= И1п —" = И!и — . Рв 1 Рс 1 — ч (1. 13) 1 !и— — 1д = 1,725.
ч 07 1 — 07 Дальность полета определяется продолжительностью и скоростью полета: 1= в1= сМС (1. 14) Сравнивая выражения (1.11) и (1.13), мы видим, что продолжительность полета при переменной тяге больше, чем при 1 !ив постоянной тяге в раз. Если ч=0,70, то ч Здесь М= — — число Маха (см. гл. И, ф 7); с с — скорость звука в м!сек или км/сек. Использовав (1. 13), получим окончательно 1 сМ т'й 1п —, 1 1 — ч (1. 15) 1 получается в тех единицах длины, которые входят в выражение скорости. Последняя формула называется формулой Циолковского.
Иначе ИОО 1 — й 1п — км. (1. 16) л !вод те 1 С, Скорость тв в формуле (1.16) в й нов выражается в нм1час. 'тз Ь ч Е /2 ОО Произведение сМт= ~ =тот' с ий называют аариметром дальности. $ е. Параметр дальности выражается Щ ев в км. Величина параметра дальности о ь аОО И вЂ” зарисит от типа двигателя и от г~т6 С скорости полета (фиг.
10). При дозвуковых скоростях полета наиболь- ЙЮ апая дальность может быть получена при помошн поршневых двигателей, О м„ при околозвуковых скоростях — при фш, 10. факторы лальяостк Раз- помощи турбореактивных двигате- ' личных лзягателей. лей; при скорости от М= 1,6 до М= Обозначения те же, что я яа фпг.
8. =2,5 — при помощи ТРД с форсажной камерой (ТРДФ), а при М)2,5 самую большую дальность активного управляемого полета можно получить при помощи прямо- точных ВРД. С ростом допустимой температуры на входе в турбину область применения ТРД для дальних полетов расширяется в сторону более высоких скоростей. Пример 1. Найдем продолжительность полета самолета с ТРЯ прн М=1; 1 ч 0,4; л=8; С»=1,2 —: час я 1 8 1 Е= — !и — = — 1и — =3,4 часа. Сс 1 — ч 1,2 0,6 Пример 2.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
