Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 97
Текст из файла (страница 97)
В зависимостц от типа ракетного двигателя в РТД или РПД могут использоваться жидкие, твердые и гибридные топлива. К двигателям второй группы могут быть отнесены такие, как, например, ракетный двигатель твердого топлива, камера сгорания которою после выгорания заряда твердого топлива используется в качестве камеры сгорания прямоточного ВРД или, например, 2 Ю 4 Х б а) Рнс.
16.2, Ракетно-турбинный двигатель со смешением потоков: 1 — компрессор: 3 — редуктор; 3 — насос горючего; 4 — насос окислителя; 6 — газо. генератор; 6 — турбина: 7 — стабилизаторы; 8 — камера сгорания; У вЂ” реантииное сопло 7 2 3 4 4 Х 6 4) Рис. 16.4, Ракетно.прямоточные днигагети: а — РД с иоздушным форснроианнем (РПД» и РД с дожнганием); б — ракетно-прямо точныа дзнгатель жидкого топлнеа (РПДЖ); з — ракетао-пряматочныа диигатсль с раа дельмыми камерамн смешения и сгорания»! — иокиукозаборник; 1 — газогенератор; 3— сопло газогенератора; 4 — камера смешения (и сгораиая); 4' — камера смеш»ння; 4"— камера сгорания( 6 — корпус пг»моточиого контура) 6 реек»занос сопле 16е безэжекторный турбопрямоточный двигатель (ТРДП), в котором камера сгорання ТРДФ по достижении определенной скорости полета используется в качестве камеры сгорания прямоточного ВРД (прн отключении турбокомпрессора нлн переводе его на режнм авторотацнн).
Основные процессы, составляющие циклы любых двигателей, использующих химическое топливо, — процессы горения н нстечення — не зависят от типа двигателя, а определяются параметрами н составом газа в камере сгорания н перепадом давлений в реактивном сопле. Параметры процесса сжатия определяются схемой двигателя, так как сжатие воздуха в ПВРД осуществляется в воздухозаборннке, а в комбинированных двигателях — в воздухозаборннке н дополннтельном устройстве, энергия к которому подводится от агрегатов, работающих по круговому процессу н играющих роль генераторов мощности.
В качестве устройства для дополнительного сжатия воздуха служат: струйный нагнетатель (эжектор) в ракетно-прямоточных двнгателях, турбореактивный двигатель в турбопрямоточных ВРД, компрессор в ракетнотурбннном двигателе н т. д. Степень повышения давления в этом дополнительном устройстве определяется в процессе термогазодннамнческого расчета двигателя конкретной схемы. В ТРДП величина ген,„= 25,"775у рассчнтывается на основе определения параметров газа за турбиной путем совместного решения уравнений расхода н баланса работ компрессора н турбины.
В РПД значение пд,п — — па' = раж/ра" — степень повышения давления воздуха в струйном компрессоре (эжекторе) — определяется на основе решения системы основных уравненнй сохранения (массы, энергии н движения), связывающих параметры на входе в эжектор (выходе нз воздухозаборннка) н выходе нз камеры смещения (на входе в камеру сгорания), В РТД величина п„,п = гее =- Р„'(Р; — степень повышениЯ давления в компрессоре — либо задается, либо определяется по заданной характеристике компрессора для соответствующих значеннй прнведенной частоты вращения ротора компрессора, либо (прн отсутствии характеристики компрессора) оценивается нз уравнения баланса работ компрессора н турбины по заданным значениям работ турбины н полнтропнческого КПД компрессора.
Расчет удельных параметров комбинированных двигателей различных схем для заданных режимов полета (Мп, Н) н работы двигателя, определяемых сортом топлива, коэффициентами нзбытка окислителя а, г н сев, пронзводнтся в следующей последовательностн. 1. Определяется отношение давлений в реактивном сопле по УРавнению 25,' = о,„о„лу па,„. 2. По методике расчета параметров потока в процессе сгорания (гл. 15) определяется теплосодержанне продуктов сгорания на выходе нз комбинированного двигателя 5,.
3. По заданным значениям 25," н т'„" определяются скорость истечения, удельные тяга н импульс тяги. Уравнения для определения удельной тяги н удельного импульса комбинированного двигателя любой схемы имеют точно такой же внд, что н уравнення для расчета удельных параметров ПВРД Р,„-..=- (1-Г Сут)бе — 17„; (1+ Чт) ее — Рв ~уд чк чт Ньл. ТУРБОПРЯМОТОЧНЬ5Е ДВИГАТЕЛ И К комбинированным двигателям, рассчнтанным на работу в широком диапазоне режимов полета, относятся турбопрямоточные двигатели, сочетающие высокую термодннамнческую эффектнвность ТРД н ТРДФ в условиях М, от 0 до 2,0 ...
3,0 с удовлетворнтельнымн параметрами н работоспособностью элементов конструкции ПВРД прн числах М, ~ 3,5 ... 4,0. Схема турбопрямоточного двигателя на базе одноконтурного ТРДФ представлена на рнс. 16.5, а на базе двухконтурного ТРД— на рнс. 16.6. В этнх двигателях форсажная камера ТРДФ (см. рнс. 16.5) нлн ТРДДФ (см. рнс. 16.6) представляет собой одновременно н камеру сгорания прямоточного двигателя, образуемого путем отключения турбокомпрессорного контура с помощью специальною механизма перекрытия, соединения канала прямоточного контура с входным воздухозаборннком н подачи топлива непосредственно в камеру сгорания. В ряде случаев (особенно прн нспользованнн турбопрямоточного двигателя на базе ТРДД вЂ” ТРДДП) существует возможность отказа от нспользовання механизма перекрытия контуров путем перевода турбокомпрессора на режим авторотацнн.
Турбопрямоточный двигатель на базе двухконтурного двнгателя может иметь меньшую длину, чем турбопрямоточный двнгатель на основе ТРД (ТРДП), так как камера сгорания ТРДДП Рис. 16.5. Турбопрямоточиьш двигатель с форсажно-прямоточной камерой на основе ТРЛФ: 7 — компрессор; 2 — канал прямоточного контура; 2 — камера сгорааня; а — турбина; 5 — меканием перенрытня прямоточного контура; 5 — топлнаныа коллектор; 7 — стабнлнааторы;  — камера сгорання; 9 — реактивное сопло 4зз .1 а у б 7 ' д и ю !1 16.3. РАКЕТНО-ТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Рис. 16.6. Турбопрямоточный двигатель с форсажно-прямоточной камерой на основе ТРДДФ; 1 — вентилятор; 1 — канал прямоточного контура; а — компрессор высокого давлення1 1 — канал вентиляторного контура; а — камера сгорания трдд; л — турбина; 1— меканием перекрытия контуров; 8 — топлнвныа коллектор; 9 — стабилнваторы; 10— камера сгорания ТРДДП; 11 — реактивное вопло вписывается в мидель двигателя из-за большего размера вентиляторного контура.
Это создает благоприятные условия для уменьшения массы такого двигателя по сравнению с ТРДП, имеющего такую же тягу в условиях расчетного режима при большой скорости полета. К числу основных достоинств ТРДДП также следует отнести: высокую эффективность в широком диапазоне режимов работы, более низкий уровень шума в условиях старта и малых скоростей полета, чем в ТРД и ТРДП, широкий диапазон изменения тяги при постоянном расходе воздуха через двигатель.
Целесообразность применения турбопрямоточного двигателя на базе одноконтурного или двухнонтурного ТРД определяется назначением аппарата: если преследуются цели достижения максимальной экономичности в условиях малых (дозвуковых) скоростей полета и высокой эффективности в условиях крейсерского полета на больших скоростях (М = 4,5 ... 5,0) или больших избытков тяги на разгонных режимах при малой удельной массе двигателя, то наиболее подходящий тип двигателя — ТРДДП.
Если же решающую роль имеет высокая эффективность двигателя в условиях больших скоростей полета, то наряду с ТРДДП может рассматриваться и ТРДП (турбопрямоточный двигатель на базе одноконтурного ТРД). Характеристики рассмотренных типов турбопрямоточных двигателей, работающих в области умеренных скоростей полета на турбокомпрессорном, а в области больших скоростей полета на прямоточном режиме, не отличаются по существу с точностью до уровня потерь в элементах от характеристик ТРД (или ТРДД) и ПВРД в соответствующих условиях полета.
Характеристики упомянутого выше ТРДП эжекционного типа из-за больших потерь при смешении потоков и большой массы уступают характеристикам ТРДП и ТРДДП и поэтому ТРДП этого типа не нашел применения. 466 Основные типы и особенности ции л а. Многочисленные разновидности схем РТД, содержащиеся в различных литературных источниках и реализованные в ряде выполненных конструкций, могут быть сведены к упомянутым выше РТД со смешением парогазового и воздушного потоков и РТД без смешения потоков (см. рис. 16.2 и 16,3).
По конструктивным особенностям РТД могут быть разделены надвеосновные группы: РТДбез редукторной связи роторов компрессора и турбины и РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с ротором турбины, что позволяет при больших значениях ут"„.о и малых относительных расходах рабочего тела в турбине избежать чрезвычайного увеличения числа ступеней, габаритных размеров и массы турбины. По типу используемого топлива РТД можно разделить на двигатели, использующие компоненты ракетного топлива и на двигатели, использующие горючее (воздушно-реаитивные РТД).
Рабочий процесс ракетно-турбинного двигателя целесообразно представить состоящим из двух самостоятельных циклов: 1) ракетного цикла, т. е. кругового процесса изменения состояния топлива, служащего для вырабатывания энергии, передаваемой основному циклу. 2) основного цикла, представляющего собой круговой процесс изменения параметров воздуха, поступающего в двигатель. Ракетный цикл РТД состоит из процессов повышения давления в камере газогенератора и — иг, теплоподвода в газогенераторе кг — пг, расширения на турбине пг — к, процесса смешения с воздухом при примерно постоянном давлении и — к, (в двигателе со смешением потоков), теплоподвода в камере сгорания и,— г (в двигателе со смешением потоков) или к — г (в двигателе без смешения) и расширения продуктов сгорания в реактивном сопле г — с (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
