Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. (1014191), страница 48
Текст из файла (страница 48)
Тяга дозвукового ПВРД первое время, пока относительный подогрев остается практически постоянным, меняется пропорционально М.': л-! лг 1 — (Р4) 1 ~ ("и 1 г (965) 7 айгГИи(РКУ-О ]) Ю (9. 66) Оптимальный подогрев О.. с ростом скорости полета М, увеличивается за счет уменьшения К (см. 9.
51). Оптимальный коэффициент избытка воздуха 'а. с ростом скорости уменьшается (см. 9. 50). Вследствие того что коэффициент тяги ПВРД при а=сопз1 с ростом М, убывает, полет летательного аппарата с дозвуковым ПВРД устойчив по отношению к случайным изменениям скорости. Действительно, с ростом скорости коэффициент тяги двигателя сн незначительно убывает, а коэффициент сопротивления О, увеличивается (Фиг 174). Полет происходит с такой скоростью гн„, при которой нн =с . Если, вследствие случайной причины скорость полета умень- 301 ,(й, м', При дальнейшем росте скоро- ся,ег сти 0= — уменьшается, относи- !0 тег тельное сечение захватываемого Сг 5„1 потока —" = возрастает 84 крК$' 8 с„ и рост тяги замедляется.
0,5 ! Коэффициент тяги с ростом скорости медленно уменьшается ! за счет уменьшения К и относительного подогрева 8 (см. ! фиг. 173): 2нтКЯ г (Хн) йг 0 ОД М 10 М„ лг 'г (К "и) гтг 1 1 Фиг. 174. Полет происходит с такой Х ~1 К,г — ] ° (9 64) скоростью, при которой коэффициент тяги и коэффициент сопротивления Удельная тяга дозвукового равны друг другу: ПВРД с ростом скорости уве- сл =ел. личивается за счет увеличения давления торможения после истечения р,а и роста термического к.
п, д. т)„хотя 0 незначительно уменьшается: шится, тяга окажется больше силы сопротивления и скорость вновь возрастет до прежней величины. При случайном увеличении скорости тяга окажется меньше сопротивления и полет замедлится. Если во время полета подача горючего постоянна б,=сопз1, то с ростом скорости смесь будет обедняться и изменения коэффициента тяги с будут более резкими, чем при а=сапа(.
Полет будет еще более устойчив по отношению к случайным изменениям скорости. й 8. ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДОЗВУКОВЫХ НВРД При изменении высоты полета Н, если скорость полета и состав смеси постоянны: М„=сонэ( и а=сонэ(, параметры прямоточного ВРД меняются за счет изменения давления р„и температуры Т„окружаюшего воздуха. Кривые, изображаюшие зависимость параметров ПВРД от высоты полета Н, называются высотными хаРактеристиками НВРД (фиг. 175). Прн увеличении высоты полета давление р„ убывает (см.
табл. 1. 1). Расход газов и сила тяги прн этом уменьшаются примерно прямо пропорционально р„ (9. 61 и 9. 63). Для того чтобы состав смеси не менялся, при увеличении высоты следует уменьшать подачу топлива. Температура воздуха убывает с высотой до тех пор, пока не будет достигнута граница тропосферы (по междуна,~2 м ~8 !8 яке родной стандартной атмосфере Н„= трояосаера стратоарера = 11 км) С уменьшением температуры Т„ Фнг, 175, Высотные харекгернП~ .
энтальпия воздуха ге* уменьшается, а относительный подогрев увеличивается до Н= 11 км. При увеличении относительного подогрева 8 коэффициент тяги са и удельная тяга 1 согласно (9. 31) и (9. 34) увеличиваются (см. фиг. 175). Оптимальный подогрев, при котором удельная тяга достигает максимума, от высоты полета не зависит (см.
9. 51). Оптимальный избыток воздуха а.м с ростом высоты Н увеличивается за счет уменьшения Т. (см. 9. 50) вплоть до высоты 11 км. После перехода в стратосферу, где Т.=сонэ(, все параметры ПВРД, кроме тяги, оставались бы постоянными, если была бы постоянной полнота сгорания Ф, В действительности с ростом высоты плотность газов в камере сгорания уменьшается, и если высотная регулировка состава смеси осушествляется изменением давления топливоподачи, то с ростом высоты полета крупность оаспыла горючего будет ~возрастать; скорость теплопередачи к каплям от окружающего потока за счет уменьшения плотности будет убывать и испарение го- 302 рючего в зоне смесеобразования и в зоне горения ухудшится, Факел распыла будет расширяться и при прочих ра~вных условиях смесь в области стабилизаторов может обедниться.
За счет ухудшения смесеобразования полнота сгорания с ростом высоты уменьшается. Уменьшение полноты сгорания, за~вершаюшееся полным прекрашеиием горения, ставит предел для высотности дозвуковых прямоточ1х ВРД. й В. ПРИМЕНЕНИЕ ДОЗВУКОВЫХ ПВРД Первые попытки практического испатьзования дозвуковых прямо- точных двигателей были сделаны ~в СССР в 1932 — 1935 гг. под руководством проф. )О. А.
Победоносцева. В 1939 г. советский конструктор И. А. Меркулов установил два прямоточных двигателя своей конструкции (фиг. 176) под крыльями истребителя И-15 конструкции Н. Н. Поликарпова. Эти ПВРД должны были СлУжить УскоРите- Фиг,!та 11рвыоточиый Врд р1 и Мерк ло. лями, т. е. сообщать само- вв, установленный ив истреаителе полинврлету дальнейший прирост повн И-15. скорости, после того как мощность основной силовой установки доходила до предела.
ПВРД Меркулова имел диаметр 400 мм, длину 1500 мм, вес 12 кг. Двигатель работал на том же бензине, что и основной двигатель самолета. Удельный расход горючего составлял около 5 кг/час на килограмм тяги или при скорости 600 км!час — около 2 кг!час на одну лошадиную силу, т. е. был в восемь раз больше, чем у основного двигателя самолета. При включении ПВРД скорость самолета 'возрастала на 40— 50 кичаг. Однако при неработающих ускорителях, которые обладали большим аэродинамическим сопротивлением, скорость самолета оказывалась сушественно меньше, чем без ускорителей. Попытка использовать прямоточный ВРД в качестве ускорителя для винтомоторного самолета также была сделана немецким конструктором Зенгером в 1943 г.
Еше во время второй мировой войны в Германии были разработаны проекты самолетов-истребителей с прямоточным ВРД в качестве основной силовой установки. Один подобный проект принадлежит Зенгеру 1фиг. 177). Самолет поднимался вверх посредством самолета-авиаматки, отцеплялся н переходил к самостоятельному полету. Полетное число Маха должно было быть равным 0,7, дальность полета должна была достигать 800 км. Горючим для ПВРД должен был служить бензин. Другой сходный проект был разработан в 1944 г. Липпишем и Пабстом на заводе Фокке-Вульф в Вене. Самолет также должен был подниматься на высоту авиаматкой. После включения ПВРд самолет, пикируя, набирал расчетную скорость.
Горючим для самолета ЗОВ Липпиша должен был служить уголь, которым заполнялась камера сгорания. Малая теплотворность угля (7850 ккал/кг) компенсирова- 4 лась его высокой плотностью (свыше 1500 кг/ла), вследствие чего объем и~ лобовое сопротивление камеры, заполненной углем, оказывались меньше тех, которые д имели бы баки с бензином. Расчетная продолжительность полета со скоростью более 1000 км/час должна была достигать 30 мин. Проекты не были осуществлены вследствие поражения Германии в войне и прекращения всех работ по конструированию военных самолетов. Французский конструктор Р.
Ледюк еше в 1938 г. начал крит. !77, проект истребителя с ирямоточ- работу над проектом самоле- иым ВРД Зеитери, 1944 тои. та-истребителя с ПВРД. В т — янФФт и, т — на н»' а — настоящее время самолет К-кабина летчика, б-танлнаныи бак. Ледюка проходит летные испытания, Хотя этот самолет еще не развивал сверхзвуковых скоРостей, он предназначается для полета при М=З.
Поэтому о нем будет рассказано подробнее в следующей главе. Американский конструктор Р.Марквардт разработал (1947 г.) систему дозвукового ПВРД, испытал его в полете на самолете ШутингСтар (см. фиг. 3) и основал фирму для производства ПВРД'. В настоящее время дозвуковые ПВРД применяются на летающих мишенях, самолетах-снарядах и на вертолетах. Американской фирмой Мартин разработана летающая мишень Горгон-1Ч с прямоточным ВРД Марквардта, управляемая по радио (см.
фиг. 17,а). Летающая мишень, скорость которой близка к скорости реактивных бомбардировщиков, служит для тренировки личного состава и для проверки различных средств противовоздушной обороны т, Самолеты-снаряды, управляемые по радио и снабженные приборами самонаведения, применяются для поражения кораблей противника с таких дистанций, на которых ствольная артиллерия неприменима. Для приведения в движение беспилотных самолетов-снарядов р~зового действия наиболее пригодны прямоточиые ВРД, расходуюшие в несколько раз меньше горючего, чем ЖРД, и более дешевые и легкие, чем ТРД.
' Й. М а г !с Ч и я т с! 1, Аичет!с. Ак!а!!ои. ч. 17, № 18, 1 — П, 1984, 24 — 28, Дозвуковые ПВРД, устанавливаемые на концах лопастей ротора широко применяются а качестве основных вертолетных двигателей >, В качестве примера приведем американский вертолет Н-32 фнрмь> Хиллер (см. фиг. 18) с прямоточными двигателями, установленными на концах 7-метрового двухлопастного ротора. При расчетном числе оборотов двигатели развивают мошность свыше 40 л. с. каждый. Дна метр двигателя 200 мм, длина 600 мм; вес 2,5 кг; тяга — около 14 кг; горючее — керосин.
Полный вес вертолета 250 кг; полезная нагрузка около 140 кг; крейсерская скорость 100 км!час; дальность действия 50 км; продолжительность полета 30 мин.; скороподъемность 0,3 кли(мин. Раскрутка ротора производится с помошью ручного инерционного стартера. Вследствие своей крайней простоты вертолеты с прямоточиыми ВРД могут найти широкое применение в качестве средства связи, в сельскохозяйственной авиации, а также на войне при десантных операциях и переправах. Дозвуковые ПВРД широкого применения не имеют.
Гораздо ббльшими возможностями обладают сверхзвуковые воздушно- реактивные двигатели. ЛИТЕРА ТУРА !. Вар ш васки й Г. А, и Макаров Б. В, «Техника воздушного флота», 1940, № 6. 2. Й нов ем цен Н. В„Авиационные газотурбиниые двигатели, Оборонпнз, М.— Л., 1955. 3. Меркулов И. А., Реактивная авиация Изд. «Знание», 1954, 4. С те ч к им Б. С., Теория воздушного реактивного двигателя.
ТВФ, 1929, № 2. 5. Эй в ер и В, Х. (Ач е г у >$>. Н.), Двадцать пять лет развития прямоточвых двигателей де$ Ргорп!моп, 1Х, 1955, 601 — 61!. 6. 8 Ь а р ! г о А. Н., ТЬе Ьупаш!сз апд ТЬепподупаписз о1 Согпргезз!Ые Р!шд Р!о>ч, Ь>етч Тогй, 1953. 7. В а11еу № Р., ТЬе ТЬепподупагикз о1 А>г а1 Н!КЬ Че!ос>пез. доцгп. о$ Аегоп, Яс>епсез, ч, 11, дп!у, 1944, 227 — 238 8.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
