Знаймо

Додати знання

приховати рекламу

Цей текст може містити помилки.

Повітряно-реактивний двигун



План:


Введення

Повітряно-реактивний двигун (ВРД) - теплової реактивний двигун, в якості робочого тіла якого використовується розігріта суміш атмосферного повітря та продуктів горіння палива. Нагрівання відбувається за рахунок хімічної реакції окислення пального киснем з атмосферного повітря. Прискорення робочого тіла відбувається за рахунок підвищення тиску внаслідок його нагрівання.

Вперше цей термін в друкованій публікації, очевидно, був використаний в 1929 р. Б. С. Стечкиним в журналі "Техніка Повітряного Флоту", де була поміщена його стаття "Теорія повітряного реактивного двигуна" . В англійській мові цьому терміну найбільш точно відповідає словосполучення англ. air-breathing jet engine . [джерело не вказано 57 днів]


Повітряно-реактивні двигуни використовуються, як правило, для приведення в рух літальних апаратів на висотах до 40 км для турбореактивних двигунів, до 55 км для прямоточних і, в теорії, до 75 км для гіперзвукових прямоточних. [1] [ неавторитетний джерело? ]


1. Історія

Перший турбореактивний літак Heinkel He 178.
Двигун Jumo-004 - перший в світі крупносерійним ТРД

Історія повітряно-реактивних двигунів нерозривно пов'язана з історією авіації. Прогрес в авіації на всьому протязі її існування забезпечувався, головним чином, прогресом авіаційних двигунів, а всі зростаючі вимоги авіацією до двигунів, були потужним стимулятором розвитку авіаційного двигунобудування.

До кінця Другої світової війни вимога підвищення потужності поршневих двигунів внутрішнього згоряння увійшло в нерозв'язне протиріччя з іншими вимогами, що пред'являються до авіамоторів - компактністю і обмеженням маси. Подальший розвиток авіації по шляху вдосконалення поршневих двигунів ставало неможливим.

Перший патент на турбінний двигун був виданий англійцю Джону Барбер в 1791. [джерело не вказано 57 днів] В 1913 француз Рене Лорен отримав патент на прямоточний повітряно-реактивний двигун. [джерело не вказано 57 днів]

Слід зазначити, що ряд інженерів і вчених різних країн у 20-і і 30-і роки XX століття передбачали насувається криза в авіаційному двигунобудування, і шукали шляхи виходу з нього, в тому числі і за рахунок ВРД. [джерело не вказано 57 днів]

Вперше в СРСР проект реального винищувача з ВРД розробленим А. М. Люлькою, в березні 1943 запропонував начальник ОКБ-301 М. І. Гудков. Літак називався Гу-ВРД [2]. Проект був відхилений експертами, головним чином, у зв'язку з невір'ям у актуальність та переваги ВРД у порівнянні з поршневими авіадвигунами.

Першим літаком, який піднявся в небо з турбореактивним двигуном (ТРД) HeS 3 конструкції фон Охайна, був He 178 [джерело не вказано 57 днів] (фірма Хейнкель Німеччина), керований льотчиком-випробувачем Флюг-капітаном Еріхом Варзіцем (27 серпня 1939 року). Цей літак перевершував за швидкістю (700 км / ч) усі поршневі винищувачі свого часу, максимальна швидкість яких не перевищувала 650 км / ч, [джерело не вказано 57 днів] але при цьому був менш економічний, і внаслідок цього мав менший радіус дії. До того ж у нього були великі швидкості зльоту і посадки, ніж у поршневих літаків, через що йому потрібна довша злітно-посадкова смуга з якісним покриттям.

З серпня 1944 року в Німеччині почалося серійне виробництво реактивного винищувача-бомбардувальника Мессершмітт Me.262, обладнаного двома турбореактивними двигунами Jumo-004 виробництва фірми Юнкерс. А з листопада 1944 року почав випускатися ще й перший реактивний бомбардувальник Arado Ar 234 Blitz з тими ж двигунами. Єдиним реактивним літаком союзників по антигітлерівській коаліції, формально брали участь у Другій світовій війні, був " Глостер Метеор "(Великобританія) з ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкції Ф. Уиттла (серійне виробництво якого почалося навіть раніше, ніж німецьких). [джерело не вказано 57 днів]

Leduc 010 перший апарат, що літав з ПВРД (Музей в Ле Бурже). Перший політ - 19 листопада 1946
Крилата ракета "Буря" з прискорювачами.
Літак-снаряд з ПуВРД Фау-1. (Музейний експонат. Напис на фюзеляжі: "Руками не чіпати")

У повоєнні роки реактивне двигунобудування відкрило нові можливості в авіації: польоти на швидкостях, що перевищують швидкість звуку, і створення літаків з вантажопідйомністю, багаторазово перевищує вантажопідйомність поршневих літаків.

Першим вітчизняним серійним реактивним літаком був винищувач Як-15 ( 1946 р), розроблений в рекордні терміни на базі планера Як-3 та адаптації трофейного двигуна Jumo-004, виконаної в моторобудівному КБ В. Я. Климова під позначенням РД-10. [3]

А вже через рік пройшов державні випробування перший, повністю оригінальний, вітчизняний турбореактивний двигун ТР-1, [4] розроблений в КБ А. М. Люльки (нині НВО "Сатурн").

Першим вітчизняним реактивним пасажирським авіалайнером був Ту-104 ( 1955 г), обладнаний двома турбореактивними двигунами РД-3М-500 (АМ-3М-500), розробленими в КБ А. А. Мікуліна.

Запатентований ще в 1913 г, прямоточний повітряно-реактивний двигун ( ПВРД) привертав конструкторів простотою свого пристрою, але головне - своєю потенційною здатністю працювати на надзвукових швидкостях і в найвищих, найбільш розріджених шарах атмосфери, тобто в умовах, в яких ВРД інших типів непрацездатні або малоефективні. У 1930-і роки з цим типом двигунів проводилися експерименти в США (Вільям Евері), в СРСР ( Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Побєдоносцев).

У 1937 році французький конструктор Рене Ледюк отримав замовлення від уряду Франції на розробку експериментального літака з ПВРД. Ця робота була перервана війною і відновилася після її закінчення. 19 листопада 1946 відбувся перший в історії політ апарата з маршовим ПВРД. [5] Далі протягом десяти років було виготовлено та випробувано ще декілька експериментальних апаратів цієї серії, в тому числі, пілотовані, [6] [ неавторитетний джерело? ] а в 1957 році уряд Франції відмовилося від продовження цих робіт - бурхливо розвивалося в той час напрям ТРД видавалося більш перспективним.

Володіючи рядом недоліків для використання на пілотованих літаках (нульова тяга на місці, низька ефективність на малих швидкостях польоту), ПВРД є кращим типом ВРД для безпілотних одноразових снарядів і крилатих ракет, завдяки своїй простоті, а, отже, дешевизні та надійності. Починаючи з 50-х років XX століття в США було створено ряд експериментальних літаків і серійних крилатих ракет різного призначення з цим типом двигуна.

В СРСР з 1954 по 1960 рр. в ОКБ-301 під керівництвом С. А. Лавочкіна, [джерело не вказано 57 днів] розроблялася крилата ракета "Буря", що призначалася для доставки ядерних зарядів [джерело не вказано 57 днів] на міжконтинентальні відстані, і використала в якості маршового двигуна ПВРД. У 1957 році на озброєння вже надійшла МБР Р-7, що мала те саме призначення, розроблена під керівництвом С. П. Корольова. Це ставило під сумнів доцільність подальшої розробки "Бурі". З числа більш сучасних вітчизняних розробок можна згадати протикорабельні крилаті ракети з маршовими ПВРД: П-800 Онікс, П-270 Москіт.

Пульсуючий повітряно-реактивний двигун (ПуВРД) був винайдений в XIX столітті шведським винахідником Мартіном Віберга. [джерело не вказано 57 днів] Найбільш відомим літальним апаратом (і єдиним серійним) c ПуВРД Argus As-014 виробництва фірми Argus-Werken, з'явився німецький літак-снаряд Фау-1. Після війни дослідження в області пульсуючих повітряно-реактивних двигунів продовжилися у Франції (компанія SNECMA) і в США ( Pratt & Whitney, General Electric), крім того, завдяки простоті і дешевизні, маленькі двигуни цього типу стали дуже популярні серед авіамоделістів, і в аматорській авіації, і з'явилися комерційні фірми, що виробляють на продаж для цих цілей ПуВРД і клапани до них (швидкозношувана запчастина). [7 ]


2. Загальні принципи роботи

Незважаючи на різноманіття ВРД, що істотно відрізняються один від одного конструкцією, характеристиками і областю застосування, можна виділити ряд принципів, спільних для всіх ВРД і відрізняють їх від теплових двигунів інших типів.

2.1. Реактивна тяга

Повітряно-реактивний двигун - реактивний двигун, що розвиває тягу за рахунок реактивного струменя робочого тіла, що минає з сопла двигуна. З цієї точки зору ВРД подібний ракетному двигуну (РД), але відрізняється від останнього тим, що більшу частину робочого тіла він забирає з навколишнього середовища - атмосфери, в тому числі і окислювач, необхідний для горіння палива. В якості окислювача в ВРД використовується кисень, що міститься в повітрі. Завдяки цьому ВРД має перевагу в порівнянні з ракетним двигуном при польотах в атмосфері. Якщо літальний апарат, обладнаний ракетним двигуном повинен транспортувати як пальне, так і окислювач, маса якого більше маси пального в 2-8 разів, залежно від виду пального, то апарат, оснащений ВРД повинен мати на борту тільки запас пального.

Робоче тіло ВРД на виході з сопла являє собою суміш продуктів згоряння пального з рештою після вигоряння кисню фракціями повітря. Якщо для повного окислення 1 кг гасу (звичайного палива для ВРД) потрібно близько 3,4 кг чистого кисню, то, враховуючи, що атмосферне повітря містить лише 23% кисню за масою, для повного окислення цього пального потрібно 14,8 кг повітря, і, отже, робоче тіло, як мінімум, на 94% своєї маси складається з вихідного атмосферного повітря. На практиці в ВРД, як правило, має місце надлишок витрати повітря (іноді - в кілька разів, у порівнянні з мінімально необхідним для повного окислення пального), наприклад, в турбореактивних двигунах масова витрата пального складає 1% - 2% від витрати повітря. [ 8] Це дозволяє при аналізі роботи ВРД, у багатьох випадках, без великих збитків для точності, вважати робоче тіло ВРД, як на виході, так і на вході, одним і тим же речовиною - атмосферним повітрям, а витрата робочого тіла через будь-який перетин проточною частини двигуна - однаковим.

Динаміку ВРД можна представити таким чином: робоче тіло, надходить у двигун зі швидкістю польоту, а залишає його зі швидкістю виділення реактивного струменя з сопла. З балансу імпульсу, виходить просте вираження для реактивної тяги ВРД: [8]

P = G \ cdot (c - v) (1)

Де \, P - Сила тяги, \, V - Швидкість польоту, \, C - Швидкість виділення реактивного струменя (щодо двигуна), \, G - Секундний витрата маси робочого тіла через двигун. Очевидно, ВРД ефективний (створює тягу) тільки у випадку, коли швидкість витікання робочого тіла із сопла двигуна перевищує швидкість польоту: \, C> v .

Швидкість витікання газу із сопла реактивного двигуна теплового залежить від хімічного складу робочого тіла, його абсолютної температури на вході в сопло, і від ступеня розширення робочого тіла в соплі двигуна (відносини тиску на вході в сопло до тиску на його зрізі).

Хімічний склад робочого тіла для всіх ВРД можна вважати однаковим, що ж до температури, і ступеня розширення, які досягаються робочим тілом в процесі роботи двигуна - мають місце великі відмінності для різних типів ВРД і різних зразків ВРД одного типу. У всякому разі, для кожного ВРД існує деяка максимальна, специфічна для даного двигуна швидкість витікання робочого тіла із сопла, яка обмежує зверху діапазон швидкостей польоту, при яких даний ВРД ефективний.

З урахуванням вищесказаного можна сформулювати і головні недоліки ВРД у порівнянні з РД:

  • ВРД працездатний тільки в атмосфері, а РД - в будь-якому середовищі і в порожнечі.
  • ВРД ефективний тільки до певної, специфічної для даного двигуна, граничної швидкості польоту, а тяга РД не залежить від швидкості польоту.
  • ВРД значно поступається ракетному двигуну в питомій тязі по вазі - відносно тяги двигуна до його ваги. Наприклад, для ТРД АЛ-31ФП цей показник дорівнює 9,5, а для ЖРД НК-33 - 128. З цього випливає, що при одній і тій же тязі ракетний двигун у декілька разів (іноді, більш ніж у десять разів) легше ВРД.

2.2. Термодинамічні властивості

В основу більшості ВРД як теплової машини покладено термодинамічний цикл Брайтона, в якому спочатку відбувається адіабатичне стиск робочого тіла. Потім проводиться ізобаріческі підведення теплоти за рахунок спалювання палива в камері згоряння. Після чого слід адіабатичне розширення під час якого і формується реактивна струмінь. Завершує цикл ізобаріческі [джерело не вказано 42 дні] відвід теплоти в процесі охолодження реактивного струменя в атмосфері.

Найбільш раціональним є формування реактивного струменя в процесі розширення до досягнення статичного тиску робочого тіла, рівного забортної атмосферному тиску. [9]. Таким чином, для ВРД обов'язково умова: тиск у камері згоряння перед початком фази розширення робочого тіла повинне перевищувати атмосферний, і чим більше - тим краще, тим вище корисна робота термогазодінаміческого циклу і його ККД. Але в навколишньому середовищі, з якої забирається робоче тіло, воно знаходиться при атмосферному тиску. Отже, щоб ВРД міг працювати, необхідно тим чи іншим способом підвищити тиск робочого тіла в камері згоряння по відношенню до атмосферного.


2.3. Ефективність

Ефективність ВРД визначають декілька ККД або коефіцієнтів корисної дії.

Ефективність ВРД як теплового двигуна визначає ефективний ККД двигуна: \ Eta_e = \ frac {\ left | Q_1 \ right | - \ left | Q_2 \ right |} {\ left | Q_1 \ right |} (2) Де Q1 - кількість теплоти віддане нагрівачем, Q2 - кількість теплоти отримане холодильником.

Залежність польотного ККД від ставлення \ Frac {c} {v}

Ефективність ВРД як рушія визначає польотний або тяговий ККД: \ Eta_n = \ frac {2} {1 + \ frac {c} {v}} (3)

Порівнюючи формули (1) і (3) можна прийти до висновку, що чим вище різниця між швидкістю витікання газів із сопла і швидкістю польоту, тим вище тяга двигуна і тим нижче польотний ККД. При рівності швидкостей польоту і газів із сопла польотний ККД буде дорівнює 1, тобто 100%, але тяга двигуна буде дорівнює 0. З цієї причини проектування ВРД є компромісом між створюваної ним тягою і його польотним ККД.

Загальний або повний ККД ВРД є твором двох наведених вище ККД: \ Eta_o = \ eta_n \ cdot \ eta_e (4)

Повітряно-реактивні двигуни можна розбити на дві основні групи. ВРД прямої реакції, в яких тяга створюється виключно за рахунок реактивної струменя минає з сопла. І ВРД непрямої реакції, в яких тяга окрім або замість реактивного струменя створюється за допомогою використання спеціального рушія, наприклад пропелера або несучого гвинта вертольота. Застосовується також класифікація за ознакою наявності механічного повітряного компресора в тракті двигуна: в цьому випадку ВРД поділяються на Безкомпресорні (ПВРД з його варіантами, ПуВРД з його варіантами) - і компресорні, де компресор приводиться від газової турбіни - ТРД, ТРДД, ТВД з їх варіантами , а також мотокомпрессорний повітряно-реактивний двигун, в якому компресор приводиться не від турбіни, а від окремого двигуна внутрішнього згоряння (з повітряним гвинтом або без нього).


3. Основні характеристики

Основні параметри характеризують двигуни наступні:

  1. Тяга для двигунів прямої реакції / потужність для двигунів непрямої реакції.
  2. Масса.
  3. Габарити (вхідний діаметр і довжина по осі).
  4. Питома витрата палива. (Відношення витрати палива за одиницю часу до створюваної двигуном тязі / потужності).
  5. Витрата повітря.
  6. Ступінь підвищення повного тиску.
  7. Температура газу перед турбіною.

4. Прямоточний повітряно-реактивний двигун

Схема пристрою ПВРД на рідкому паливі.
1. Зустрічний потік повітря;
2. Центральне тіло.
3. Вхідний пристрій.
4. Паливна форсунка.
5. Камера згоряння.
6. Сопло.
7. Реактивна струмінь.

Прямоточний повітряно-реактивний двигун (ПВРД, англ. Ramjet ) Є найпростішим в класі ВРД з облаштування. Необхідне для роботи двигуна підвищення тиску досягається за рахунок гальмування зустрічного потоку повітря.

Робочий процес ПВРД коротко можна описати таким чином:

  • Повітря, вступаючи зі швидкістю польоту під вхідний пристрій двигуна, загальмовується, на виході з вхідного пристрою, при вході в камеру згоряння робоче тіло має максимальне на всьому протязі проточної частини двигуна тиск.
  • Стисле повітря в камері згоряння нагрівається за рахунок окислення подається в неї палива, внутрішня енергія робочого тіла при цьому зростає.
  • Потім спочатку звужуючись в соплі досягає звуковий швидкості, а потім розширюючись - надзвуковий, робоче тіло прискорюється і закінчується зі швидкістю більшою, ніж швидкість зустрічного потоку, що і створює реактивну тягу.
Препарований ПВРД "Тор" ракети " Бладхаунд ". Добре видно вхідний пристрій і вхід в камеру згоряння

Конструктивно ПВРД має гранично простий пристрій. Двигун складається з камери згоряння, в яку з дифузора надходить повітря, а з паливних форсунок - пальне. Закінчується камера згоряння входом в сопло, як правило, звужується-розширюється.

Залежно від швидкості польоту ПВРД поділяються на дозвукові, сверхзвукрвие і гіперзвукові. Це розділення обумовлено конструктивними особливостями кожної з цих груп.


4.1. Дозвукові прямоточні двигуни

Дозвукові ПВРД призначені для польотів на швидкостях з числом Маха від 0,5 до 1. Гальмування і стиснення повітря в цих двигунах відбувається в розширенні каналі вхідного пристрою - дифузорі.

Ці двигуни характеризуються вкрай низькою ефективністю. За цим дозвукові прямоточні двигуни виявилися неконкурентоспроможними в порівнянні з авіадвигунами інших типів і в даний час серійно не випускаються.


4.2. Надзвукові прямоточні двигуни

СПВРД призначені для польотів в діапазоні 1-5 Махов. Гальмування надзвукового газового потоку відбувається завжди нерозривно (стрибкоподібно) з утворенням ударної хвилі, званої також стрибком ущільнення. Чим інтенсивніше стрибок ущільнення, тобто чим більше зміна швидкості потоку на його фронті, тим більше втрати тиску, які можуть перевищувати 50%.

Безпілотний розвідник Lockheed D-21 B (США). ПВРД з осесиметричним вхідним пристроєм з центральним тілом.

Втрати тиску вдається мінімізувати за рахунок організації стиснення не в одному, а в декількох послідовних скачках ущільнення меншої інтенсивності, після кожного з яких, швидкість потоку знижується. У проміжках між стрибками параметри потоку залишаються постійними. В останньому стрибку швидкість стає дозвуковою і подальше гальмування і стиснення повітря відбувається безперервно розширюється каналі дифузора.

У надзвуковому діапазоні швидкостей ПВРД значно більш ефективний, ніж в дозвуковом. Наприклад, на швидкості 3 Маха для ідеального ПВРД ступінь підвищення тиску становить 36,7, що порівнянно з показниками самих високонапірних компресорів турбореактивних двигунів, [джерело не вказано 57 днів] а термічний ККД теоретично досягає 64,3%. У реальних ПВРД ці показники нижчі, але навіть з урахуванням втрат, в діапазоні польотного числа Маха від 3 до 5 надзвукові ПВРД перевершують по ефективності ВРД всіх інших типів.


4.3. Гіперзвуковий ПВРД

Експериментальний гіперзвуковий літальний апарат X-43 (малюнок художника)

Гіперзвуковий прямоточний повітряно-реактивний двигун (ГПВРД, англ. Scramjet ) - ПВРД, що працює на швидкостях польоту понад п'яти Махов і призначений для польотів у стратосфері. Можливе призначення літального апарату з гіперзвуковим ПВРД - нижчий щабель багаторазового носія космічних апаратів.

Стиснення повітря відбувається у двох перегонах ущільнення: зовнішньому, утвореним у носового закінчення апарату, і внутрішньому - у передньої кромки нижньої стінки двигуна. Обидва стрибка - косі і швидкість потоку залишається надзвуковий.

Існує кілька програм розробок гіперзвукових ПВРД в різних країнах, але на початок XXI століття цей тип двигуна залишається гіпотетичним, не існує жодного зразка, що пройшов льотні випробування, які підтвердили практичну доцільність його серійного виробництва.


4.4. Ядерний прямоточний двигун

У другій половині 50-х років, в епоху холодної війни, в США і СРСР розроблялися проекти ПВРД з ядерним реактором. Джерелом енергії цих двигунів є не хімічна реакція горіння палива, а тепло, що виробляється ядерним реактором, розміщеним на місці камери згоряння. Повітря з вхідного пристрою в такому ПВРД проходить через активну зону реактора, охолоджує його і нагрівається сам до температури близько 3000 К [джерело не вказано 57 днів], а потім закінчується з сопла зі швидкістю, порівнянної зі швидкостями закінчення для найдосконаліших рідинних ракетних двигунів. [джерело не вказано 57 днів]

Можливе призначення літального апарату з таким двигуном - міжконтинентальна крилата ракета, носій ядерного заряду. В обох країнах були створені компактні малоресурсние ядерні реактори, які вписувалися в габарити великий ракети. У 1964 році в США, за програмами досліджень ядерного ПВРД " Pluto "і" Tory ", були проведені стендові вогневі випробування ядерного прямоточного двигуна" Tory-IIC ". Льотні випробування не проводились, програма була закрита в липні 1964 року.


4.5. Область застосування

ПВРД непрацездатний при низьких і нульових швидкостях польоту. Для досягнення початкової швидкості, при якій він стає ефективним, апарат з цим двигуном потребує допоміжному приводі, який може бути забезпечений, наприклад, твердопаливним ракетним прискорювачем, або літаком-носієм, з якого запускається апарат з ПВРД. Неефективність ПВРД на малих швидкостях польоту робить його практично неприйнятним для використання на пілотованих літаках, але для безпілотних, бойових, крилатих ракет одноразового застосування, що літають в діапазоні швидкостей 2-5 Махов, завдяки своїй простоті, дешевизні і надійності, він кращий. Також ПВРД використовуються в літаючих мішенях. Основним конкурентом ПВРД в цій ніші є ракетний двигун.


5. Пульсуючий повітряно-реактивний двигун

Виготовлення авіамоделі з ПуВРД

Пульсуючий повітряно-реактивний двигун (ПуВРД, англомовний термін англ. Pulsejet ), Як випливає з його назви, працює в режимі пульсації, тяга розвивається не безперервно, як у ПВРД або ТРД, а у вигляді серії імпульсів, наступних один за одним з частотою від десятків герц, для великих двігатателей, до 250 Гц - для малих двигунів.

Конструктивно, П у ВРД являє собою циліндричну камеру згоряння з довгим циліндричним соплом меншого діаметру. Передня частина камери з'єднана з вхідним дифузором, через який повітря надходить у камеру згоряння. Між дифузором і камерою згоряння встановлений повітряні клапани, що працюють під впливом різниці тисків у камері і на виході дифузора, коли тиск в дифузорі перевищує тиск у камері клапан відкривається і пропускає повітря в камеру, при зворотному співвідношенні тисків він закривається.

Схема роботи ПуВРД

Цикл роботи П у ВРД можна описати так:

  1. Повітряний клапан відкритий, повітря надходить у камеру згоряння, форсунка уприскує пальне, і в камері утворюється паливна суміш.
  2. Паливна суміш запалюється і згорає, тиск у камері згоряння різко зростає і закриває повітряний клапан і зворотний клапан в паливному тракті. Продукти згоряння, розширюючи, закінчуються з сопла, створюючи реактивну тягу.
  3. Тиск у камері падає, під напором повітря в дифузорі повітряний клапан відкривається і повітря починає надходити в камеру, паливний клапан теж відкривається, двигун переходить до фази 1.

Для ініціювання процесу горіння в камері встановлюється свічка запалювання, яка створює високочастотну серію електричних розрядів, і паливна суміш запалюється.

Позірну схожість П у ВРД і ПВРД помилково. Насправді П у ВРД має принципові відмінності. Більшість П у ВРД можуть працювати при нульовій швидкості.


5.1. Модифікації пульсуючих двигунів

Зразки безклапанних (U-образних) ПуВРД [10].

Існують інші модифікації П у ВРД.

  • Безклапанним ПуВРД, інакше - U-подібні ПуВРД. У цих двигунах відсутні механічні повітряні клапани, а щоб зворотний рух робочого тіла не приводило до зменшення тяги, тракт двигуна виконується у формі латинської букви "U", кінці якої дивляться назад по ходу руху апарата.
  • Детонаційні ПуВРД ( англ. Pulse detonation engine ) - Двигуни в яких горіння паливної суміші відбувається в режимі детонації (а не дефлаграцію).

5.2. Область застосування

ПуВРД характеризується як галасливий і неощадливий, зате простий і дешевий. Високий рівень шуму і вібрації випливає з самого пульсуючого режиму його роботи.

П у ВРД встановлюється на безпілотні літальні апарати одноразового застосування з робочими швидкостями до 0,5 Маха, літаючі мішені, безпілотні розвідники, минулого крилаті ракети.

П у ВРД використовуються аматорської авіації та авіамоделювання, завдяки простоті і дешевизні.


6. Турбореактивний двигун

Схема роботи ТРД:
1. Забір повітря
2. Компресор низького тиску
3. Компресор високого тиску
4. Камера згоряння
5. Розширення робочого тіла в турбіні і соплі
6. Гаряча зона;
7. Турбіна
8. Зона входу первинного повітря в камеру згоряння
9. Холодна зона
10. Вхідний пристрій

У турбореактивний двигун (ТРД, англ. turbojet engine ) Стиснення робочого тіла на вході в камеру згоряння і високе значення витрати повітря через двигун досягається за рахунок спільної дії зустрічного потоку повітря і компресора, розміщеного в тракті ТРД відразу після вхідного пристрою, перед камерою згоряння. Компресор приводиться в рух турбіною, змонтованої на одному валу з ним, та працює на робочому тілі, нагрітому в камері згоряння, з якого утворюється реактивна струмінь. У компресорі здійснюється зростання повного тиску повітря за рахунок чиненої компресором механічної роботи. Камера згоряння більшості ТРД має кільцеву форму.

З камери згоряння нагріте робоче тіло надходить на турбіну, розширюється, приводячи її в рух і віддаючи їй частину своєї енергії, а після неї розширюється в соплі і закінчується з нього, створюючи реактивну тягу. Завдяки компресору ТРД може стартувати з місця і працювати при низьких швидкостях польоту, що для двигуна літака є необхідною умовою, при цьому тиск в тракті двигуна і витрату повітря забезпечуються тільки за рахунок компресора.

ТРД J85 виробництва компанії General Electric. Між 8 ступенями компресора і 2 ступенями турбіни розташована кільцева камера згоряння.

Діапазон швидкостей, в якому ТРД ефективний, зміщений у бік менших значень, порівняно з ПВРД. Агрегат турбіна-компресор, що дозволяє створювати велику витрату і високий ступінь стиснення робочого тіла в області низьких і середніх швидкостей польоту, є перешкодою на шляху підвищення ефективності двигуна в зоні високих швидкостей.

Максимальна швидкість виділення реактивного струменя у ТРД менше, ніж у ПВРД, що обмежує зверху діапазон швидкостей, на яких ТРД ефективний, значеннями 2,5-3 Маха. [джерело не вказано 57 днів]


6.1. Основні конструктивні елементи

6.1.1. Форсажною камера

Форсажною камера ТРД General Electric J79. Вид з боку сопла. У торці знаходиться стабілізатор горіння з встановленими на ньому паливними форсунками, за яким видно турбіна.

Хоча в ТРД має місце надлишок кисню в камері згоряння, цей резерв потужності не вдається реалізувати безпосередньо - збільшенням витрати пального в камері, через обмеження температури робочого тіла, що надходить на турбіну. Цей резерв використовується в двигунах, обладнаних форсажною камерою, розташованої між турбіною і соплом. У режимі форсажу в цій камері спалюється додаткова кількість пального, внутрішня енергія робочого тіла перед розширенням в соплі підвищується, внаслідок чого швидкість його закінчення зростає, і тяга двигуна збільшується, у деяких випадках, більш, ніж в 1,5 рази, що використовується бойовими літаками при польотах на високих швидкостях. При форсажі значно підвищується витрата палива, ТРД з форсажною камерою практично не знайшли застосування в комерційній авіації, за винятком літаків Ту-144 і Конкорд, польоти яких вже припинилися.


6.1.2. Регульовані сопла

Регульоване сопло ТРДФ АЛ-21

ТРД літаків літають на надзвукових швидкостях [джерело не вказано 57 днів] обладнуються так званими регульованими соплами. Ці сопла складаються з поздовжніх елементів, званих стулками, рухливих відносно один одного і приводяться в рух спеціальним приводом, що дозволяє по команді пілота або автоматичної системи управління двигуном змінювати геометрію сопла. При цьому змінюються розміри критичного (самого вузького) і вихідного перерізів сопла, що дозволяє оптимізувати роботу двигуна при польотах на різних швидкостях. [11]

Відхиляється стулки сопла з ОВТ.

Спеціальні поворотні сопла, на деяких двигунах, дозволяють відхиляти закінчується з сопла потік робочого тіла відносно осі двигуна. Відхилення вектора тяги призводить до додаткових втрат тяги двигуна за рахунок виконання додаткової роботи по повороту потоку і ускладнюють керування літаком. Але ці недоліки повністю компенсуються значним підвищенням маневреності і скороченням розбігу літака при зльоті та пробігу при посадці, до вертикальних зльоту і посадки включно. ОВТ використовується виключно у військовій авіації.


6.2. Область застосування

До 70-80-х років XX століття ТРД з малою ступенем двоконтурності активно застосовувалися як двигунів для військових і комерційних літаків. В даний час велику поширеність отримали більш економічні двоконтурні ТРД (ТРДД).

6.3. Двоконтурний турбореактивний двигун

Схема ТРДД.
1 - Вентилятор.
2 - Компресор низького тиску.
3 - Компресор високого тиску.
4 - Камера згоряння.
5 - Турбіна високого тиску.
6 - Турбіна низького тиску.
7 - Сопло.
8 - Вал ротора високого тиску.
9 - Вал ротора низького тиску.

Двоконтурний турбореактивний двигун (ТРДД, англ. Turbofan ) - ТРД з конструкцією дозволяє переміщати додаткову масу повітря, що проходить через зовнішній контур двигуна. Така конструкція забезпечує більш високі польотні ККД, порівняно зі звичайними ТРД. Першим, що запропонував концепцію ТРДД у вітчизняному авиадвигателестроения був Люлька А. М. [джерело не вказано 57 днів] На основі досліджень, що проводилися з 1937, А. М. Люлька представив заявку на винахід двоконтурного турбореактивного двигуна (авторське свідоцтво вручили 22 квітня 1941). [джерело не вказано 57 днів]

Пройшовши через вхідний пристрій, повітря потрапляє в компресор низького тиску, іменований вентилятором. Після вентилятора повітря розділяється на два потоки. Частина повітря потрапляє в зовнішній контур і, минаючи камеру згоряння, формує реактивну струмінь в соплі. Інша частина повітря проходить крізь внутрішній контур, повністю ідентичний з ТРД, про який говорилося вище.

Одним з найважливіших параметрів ТРДД, є ступінь двухконтурности, тобто відношення витрат повітря через зовнішній контур до витрати повітря через внутрішній контур. m = G 2 / G 1 Де G 1 і G 2 витрата повітря через внутрішній і зовнішній контури відповідно.

Якщо повернутися до формул (1) і (4) то принцип приєднання маси можна витлумачити так. У ТРДД, згідно з формулою (4) закладено принцип підвищення польотного ККД двигуна, за рахунок зменшення різниці між швидкістю витікання робочого тіла із сопла і швидкістю польоту. [джерело не вказано 57 днів] Зменшення тяги, яке, згідно з формулою (1), викличе зменшення цієї різниці між швидкостями, компенсується за рахунок збільшення витрати повітря через двигун. Наслідком збільшення витрати повітря через двигун є збільшення площі фронтального перетину вхідного пристрою двигуна, наслідком чого є збільшення діаметра входу в двигун, що веде до збільшення його лобового опору і маси. Іншими словами, чим вище ступінь двухконтурности - тим більшого діаметра буде двигун при інших рівних умовах.

Всі ТРДД можна розбити на 2 групи: зі змішанням потоків за турбіною і без змішання.

У ТРДД зі змішанням потоків (ТРДДсм) потоки повітря з зовнішнього і внутрішнього контуру потрапляють в єдину камеру змішання. В камері змішування ці потоки змішуються і залишають двигун через єдине сопло з єдиною температурою. ТРДДсм більш ефективні, проте наявність камери змішування призводить до збільшення габаритів і маси двигуна.

ТРДД як і ТРД можуть бути забезпечені регульованими соплами і форсажні камерами. Як правило це ТРДДсм з малими ступенями двухконтурности для надзвукових військових літаків.


6.4. Турбовентиляторні двигун

ТРДД з високим ступенем двоконтурності (вище 2) називають турбовентіляторнимі. ТРДД з високим ступенем двоконтурності виконуються, як правило, без камери змішання. Внаслідок значного вхідного діаметра таких двигунів їх сопло зовнішнього контуру досить часто роблять укороченим з метою зниження маси двигуна.

6.4.1. Область застосування

Можна сказати, що з 1960-х і донині в літаковому авиадвигателестроения - ера ТРДД. ТРДД різних типів є найбільш поширеним класом повітряно-реактивних двигунів, що використовуються на літаках, від високошвидкісних винищувачів-перехоплювачів з малим ступенем двоконтурності до гігантських комерційних і військово- транспортних літаків з ТРДД з високим ступенем двоконтурності.


6.5. Турбогвинтовий двигун

Турбогвинтовий двигун. Привід гвинта від вала турбіни здійснюється через редуктор

Конструктивно ТВД схожий з ТРД, в якому потужність, що розвивається двигуном, передається на вал повітряного гвинта, зазвичай не безпосередньо, а через редуктор.

Турбогвинтові двигуни використовуються в транспортній та цивільної авіації.


6.6. Турбовальний двигун

Схема турбовальні двигуна. - Вал відбору потужності

Турбовальні двигуни конструктивно представляють собою турбореактивний двигун, в якому потужність, що розвивається додатковим каскадом турбіни, передається на вал відбору потужності, найчастіше через редуктор. Так як між валом турбіни і компресора і валом відбору потужності немає механічного зв'язку, а тільки газодинамічна, турбовальні двигуни відносять до ВРД непрямої реакції. Ці двигуни, строго кажучи, не є реактивним, реакція вихлопу турбіни складає не більше 10% його сумарної тяги, проте традиційно їх відносять до повітряно-реактивним.

Використовується для приводу гвинтів вертольотів.


6.7. Гвинтовентиляторного двигун

Як-44 з двигунами гвинтовентиляторними Д-27

Для поліпшення характеристик експлуатації ТВД застосовують спеціальні багатолопатеву стрілоподібні гвинти із змінним кроком ВІШ з одним або двома рядами лопатей. Такі ВІШ піддаються більш високому навантаженні на ометаєму площа при зменшеному діаметрі гвинта, але зберігають відносно високий ККД 0,8-0,85. Такі гвинти називаються вінтовентіляторамі (ВВ), а двигун - турбовинтовентиляторні (ТВВД) з відкритим вінтовентілятором. [12]

На сьогодні відомий лише один серійний зразок двигуна цього типу - Д-27 ( ЗМКБ "Прогрес" ім. академіка О. Г. Івченка, м. Запоріжжя, Україна.), що використовується на літаку Як-44 з крейсерською швидкістю польоту 670 км / год, і на Ан-70 з крейсерською швидкістю 750 км / ч.

У двигуна Д-27 потік холодного повітря створюється двома співвісними, що обертаються в протилежних напрямках, багатолопатеве шаблевидними гвинтами, що приводяться в рух від вільної чотириступінчастою турбіни, турбовальні двигуна. Потужність передається гвинтів через редуктор.


7. Поширені помилки

Гвинтові B-17 над Європою
  1. Двигун відштовхується від повітря турбінами. Насправді, турбіна - це тільки привід компресора і вентилятора.
  2. Тяга створюється в соплі. В повітряно-реактивних двигунах тягу створює весь двигун. [13] [14]
  3. Рев турбін. ВРД створюють чимало шуму, однак турбіна - один з найбільш "тихих" вузлів двигуна. Основну частину шуму створюють компресор, вентилятор, повітряні гвинти, сопло. Основна складова шуму - "рев" - виникає при взаємодії прикордонного шару реактивної струменя з нерухомим повітрям. Один з найефективніших способів боротьби з "ревом" - застосування ВРД з великим ступенем двоконтурності (див. турбовентиляторні двигун). При цьому швидкість реактивного струменя падає, а маса відкидається повітря зростає, що сприятливо позначається і на питомій тязі (економічності) двигуна.
  4. Інверсійний слід - це реактивний слід. Інверсійний слід не має ні найменшого відношення безпосередньо до реактивних двигунів. Інверсійний слід простежується і в поршневих літаків, якщо в атмосфері складається сприятливі умови для цього явища. Це - результат взаємодії частинок згорілого палива і (або) поверхонь літака з атмосферним повітрям.

Література

  • Казанджан П. К., Алексєєв Л. П., Говоров А. Н., Коновалов М. Є., Ю. Н. Нечаєв, Павленко В. Ф., Федоров Р. М. Теорія реактивних двигунів. М. Воениздат. 1955
  • Стечкин Б. С. Вибрані праці. Теорія теплових двигунів. - М.: Наука, 1977. - 410 с.
  • В. М. Акимов, В. І. Бакулев, Р. І. Курзінер, В. В. Поляков, В. А. сосунов, С. М. Шляхтенко. Під редакцією С. М. Шляхтенко. Теорія і розрахунок повітряно-реактивних двигунів. Підручник для вузів. 2-е видання, перероблене і доповнене. М.: Машинобудування, 1987
  • Кулагін В. В. Теорія, розрахунок і проектування авіаційних двигунів і енергетичних установок. Изд. 2-е. М. Машинобудування. 2003.
  • Клячкин А. Л. Теорія повітряно-реактивних двигунів, М., 1969

Цей текст може містити помилки.

Схожі роботи | скачати

Схожі роботи:
Реактивний літак
Реактивний освіта
Реактивний інститут
Повітряно-десантні війська
День Повітряно-десантних військ
Рейнська повітряно-десантна операція
Повітряно-десантні війська Росії
Війська повітряно-космічної оборони
Повітряно-десантний корпус (СРСР)
© Усі права захищені
написати до нас
Рейтинг@Mail.ru