Т. Карман - Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии (1161639), страница 37
Текст из файла (страница 37)
Во многих турбореактивных двигателях тяга, по крайней мере на короткий период времени, может быть суще- Ош воздушного еиш ~а к космической ракете 179 огненно увеличена дожиганисм, т.е. впрыскиванием дополнительного топлива в выхлопную трубу с использованием излишнего кислорода, содержащегося в струе. Однако это очень неэкономичный процесс. Пентробежные компрессоры все больше и больше заменяют осевые компрессоры, ряд вращающихся дисков с большим количеством лопастей с неподвижными лопастными дискамп между ними.
Проектирование как компрессоров, так и турбин предполагает возникновение новых аэродинамических задач, лежащих в области, называемой аэродинамикой внутреннего потока в отличие от аэродинамики внешнего потока, предполагающей проектирование крыльев, фкэзеляжа, хвостового оперения и поверхностей управления, и тому подобное. Течение сжимаомых и несжимаемых жидкостей через последовательность сегментов лопастей, называемое каскадом крыла, составляет одну из основных задач этой новой области аэродияамики. По сравнению с обычными двигателями у турбореактивных двигателей есть преимущество более легкого веса и меньшой лобовой плошади. Расход горючего ими для того же коэффициента полезного действия менее благоприятен.
Вес и расход горючего обычно называют удельной тягой !фунты топлива в час и па фунт тяги) вместо удельной мощности (фунты топлива в час и на лошадиную силу). Турбореактивные двигатели с осевыми коъшрессорами обычно превосходят двигатели с центробеэкными компрессорами, они имеют меньшую лобовую площадь и меньшие внутренние аэродинамические потери.
'!оооеео Рис. 69. Принципиальная схема, показывающая элементы прямоточного воздушно-реактивного двигателя. (Из книги Ловерй !вдов, Рошег Р!ивы )ог А!гого)! [соруг!К!з! 1953, УйсСгаг -Н!!1 Воок Со., !пс.), с разрешения.) Если мы представим очень быстро летящий самолет, скажем, свыгне 400 миль в час, то воздух, который поступает в двигатель, способен создавать сжатие без какого-либо дополнительного устройства. Это называется скоростным напором. С помощью скоростного напо- 180 Глава р7 ра мы можем упростить двигатель, отбросив компрессор и турбину. В результате получим установку, называемую примотанный воздушно-реактивный двигатель (рис. 69).
Его предложил еще в 1909 году Рене Лорен ~!5). Этот двигатель обладает крайней механической простотой, но невыгоден по сравнению с турбореактивным из-за высокого расхода топлива, по крайней мере для скоростного диапазона полета с высокими сверхзвуковыми пылами Маха, и тем, что без специального пускового устройства он функционирует только выше определенной скорости полета. раряьяи>х ре:м>эа Трубке в гррр Рис. 70. Принципиальная схема, показывающая элементы пульсирующего воздушно-реактивного двигателя.
(С любезного разрешения Н>8Ьб, 1 садов.) Весьма оригинальной установкой, которая функционирует от нулевой скорости полета,, является прльсиррюо1ий ввэдуип>о-реактивнь>й двигатель (рис. 70). Как и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, он работает без сжатия и поэтому нет необходимости в турбине дня запуска компрессора. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя процесс в нем является периодическим, а пс непрерывным.
У этой установки имеются впускпыс клапаны, которые открываются и закрываются отчасти как в поршневом двигателе, по опи управляются автоматически, в основном за счет резонанса с периодическим процессом последовательного сжатия, сжигания и истечения. Идея такого рода двигателей является далеко не новой. На практике его впервые применили немцы; установка была известна под названием Шмидт-Рор (Вс)>п>Ыс-Но1>г) и использовалась,зля приведения в движение так называемого оружия Фау-1, которе>е также называ>от салюлет-снаряд Фау-1.
Пульсирующий воздушно-реактивный двига- Отп говд<>твнога бит<та к косм<>забво<1 ракен<а 181 тель хорошо подходит дця самолетов-мишоней в качестве двигательной установки одноразового применения благодаря своей низкой себестоимости в противоположность турбореактивным двигателям, которые являются дорогостоящими установками. Несколько раз предтагал<>сь производство турбореактивных двигателей одноразового применения, но, насколько мне известно, .оно никогда не было реализовано. Вероятно, новые разработки в пульсирующих воздушно-реактивных двигателях увенчаются устранением клапанов и установлением периодического процесса на чисто резонансном принципе с поъющью целесообразного выбора относительных размеров компонентов установки )16].
Относительно высокие производственные затраты на турбореактивные двигатели и относительно высокое потребление топлива прямоточпыми воздушно-реактивными и пульсирующими воздушно-реактивными двигателями представляют сложную задачу для изобретателей. Необходимо найти двигатели более экономичные по термическому КПД< чем ц<>слелние, и более дешевые, <ем турбореактивные.
Классом таких возможных установок являются еолновьае устройства, в которых сжатие, необходимое для хорошего терлиического КПД. создается действием ударной волны. Однако они все еще находятся в стадии изобретения или, в лучи>ем слу >ае< па стадии первоначальной разработки. ы тата Отрабатаашие та ан Рис. 71. Принвипигльнгя схема, показывающая элементы ракетного двигателя твердого топлива. < Из книги М. 3. 2псток, ггг РгориЬ<оп ати1 баа Титй>апеа )соруг<8Ы 1948,,1оЬп тт'11еу гп<1 Бопг, 1пс.), с разрешения.) Сейчас мы перейдем к краткому рассмотрению ракетных двигателей, особенно использук>щих химическое ракетное топливо. Мь< ра п>ичаем ракетные двигатели по признаку использования швер<>ого (рис,71) и шсидкого (рис.72) ракетного топлива. Твердое ракетное топливо обычно представляет смесь окислителя и горючего.
Его разделяя>т на взрывное, используемое, например, в бомбах, и топливо с относительно медленной скоростью горения. Горение> может происхо- 182 Глава '>с7 дить в камере сгорания в осевом направлении (так называемое горение с торца, показанное на рис. 71) или в радиальном направлении, н внутри, и снаружи, как во многих реактивных снарядах, используемых в качестве оружия и содержащих кзаряды > в форме полых цилиндров. Наконец, у нас есть ракетные двигатели с чисто вну.тренним горением, т.е.
воспламенение исходит из внутреннего отверстия. Технология конструктивного исполнения заряда состоит в изготовлении формы заряда таким образом, что достигается жолаемвя зависимость давления от вреьсени. Общее время горения может колебаться от половины секунды до 45 секунд в зависимости от применения; ракеты для взлета самолетов с ракетным ускорителем, ракеты-носители для реактивных снарядов, ракетные тормозные двигательные установки и тол>у подобное. Жидкое ракетное топливо можно разделить на одяокомпонен>в>сое и дорхкомпоненп>нос. Однокомпонентное топливо, например смесь, называемая нитрометвн, обычно вырабатывает кислород и горючее посредством распада, и в результате образуется газовая смесь с высоким давлением и высокой температурой.
Еще одно известное однокомпонентное топливо . окись этилена. При использовании двухкомпонентного топлива гор>очес и окислитель поступают в камеру сгорания отдельно (рис. 72). Обычно в качестве окислителей используются жидкий кислород, азотная кислота, смесь окисей азота,. и фтор. Обычное горючее включает, например, анилин, углеводороды, гидразин и аммиак. Если топливоокислительная смесь самовоспламеняющаяся, то она назыввегся самовоспламеняющейся топливной смесью. Перекись водорода действует в некоторой степени как однокомпонентное топливо, поскольку ее распад, начатый соответствующим катализатором, создает значительную теплоту, поэтому в ракетном двигателе можно использовать ее одну; однако можно завершить процесс, используя излишек кислорода для сжигания дополнительного топлива.
В этом отношении она действует в качестве составляющей двухкомпонентного топлива. Твердое ракетное топливо хранится в форме заряда в камере сгорания, тогда как жидкое ракетное топливо вводится через распыли- тельные головки Сфорсунки) как посредством нагнетателей, так и из расходных баков, находящихся под давлением. Во всех ракетных двигателях конструктор стремится получить устойчивое горение при возможно постоянном давлении в камере сгорания. Струя покидает камеру сгорания через сонно обычно со скоростьк> немного выше скоро- 183 Огп воздушного винта к квсмачвсквй ракепбв Р бмр бр Р"" нрпкррь брб брмоэр ' с ..
рр Рис. 72. Принципиальные схемы двух жидкостных ракетных двигателей. В верхней системе используются вытесняюбцне нагнетатели в окислителе н топливопроводе, тогда как в нижней системе применяется инертный газ под высоким давлением, чтобы нагнетать давление ракетного топлива.
(Из книги М.,1. акрон, увг Ргори1вбви апд Сар ТигЬбпвв ~соругрйпб 1948,,!оЬп Жб!еу апд Бопв, 1пс.~, с разрешения.) 184 Глоеа 1т1 очи звука, соответствующей высокой температуре газообразных продуктов сгорания. Для этой цели поперечное сечение сопла поаче сужения к меныпей плопчади сечения слегка расширяется. Процесс истечения аналогичен во всех реактивных установках. Можно доказать, что если сжимаемая жидкость оставляет камеру, в которой достаточно высокое давление, через просто сужающееся сопло, то скорость жидкости на выходе равна скорости звука, соответствующей преобладающей там температуре.
11екоторые инженеры пришли к выводу, что поток газа или вообще сткимаемая жидкость не могут достигнуть при расширении скорости вылив скорости звука. Шведский инженер Карл Густаф Патрик де Лаваль (1845-.1913)ч открыл, что если необходимо увеличить скорость гала, в сопле вылив скорости звука,то вопло поило сужения к минимальной площади поперечного сечения следует расширить к большей площади поперечного сечения. Скорость в минимальном поперечном сечении, по крайней мере приблизительно (т, е, пренебрегая силами трения), равна скорости звука. Принцип конструкции сопла Лаваля широко применяется в турбинных и реактивных двигателях.
В принципе почти во всех воздушно-реактивных установках можно использовать ядерные реакторы. Мы можем представить, что ядерные реакторы могут заменить камеру сгорания в газотурбинном или прямоточном воздушно-реактивном двигателе или бойлер в паровом двигателе. Задача реактора в этом случае заключается в добавке теплоты в воздух или водяной пар. Основная проблема состоит в том, чтобы найти методы, которые выводят теплоту из реактора и переносят ее в воздух тп|и пар при достато ~но высокой температуре; иначе КПД невысокий, и установка становится громоздкой.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
