ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Принцип реактивного движения известен уже более 2000 лет. Однако проекты реактивных двигателей для летательных аппаратов появились лишь в XIX веке, а практическое использование этих двигателей в авиации стало возможным только в 40-х годах нашего века.

Отметим лишь некоторые научно-технические вехи в развитии отечественного и мирового реактивного двига — телестроения.

В 1882 г. великий русский ученый Н. Е. Жуковский, названный В. И. Лениным «отцом русской авиации», опубликовал свою работу «О реакции втекающей и вы­текающей жидкости», а в 1908 г.— «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей

Рис. 75. Общий вид двигателя М70ІС-500 (вид слева, спереди):

1 — обтекатель стартера; 2 — кабель стартера; 3 — фланец привода генератора; 4 — фланец крепления гидронасоса; 5 — фланец креп­ления датчика тахометра; 6 — запальная свеча; 7—штуцер при­водного кабеля к запальной свече; 8 — кожух добавочного разряд­ника запальной свечи; 9 — заправочная горловина масляного бака; 10—фланец отбора воздуха для кабины; 11 — пневматический клапан антиобледенения; 12 — термометр масла в масляном баке; 13 — редукционный клапан давления масла; 14 — штуцер датчика давления масла воды». В 1929 г. вышла в свет работа профессорам впо­следствии академика Б. С. Стечкина «Теория воздуш­но-реактивных двигателей», явившаяся в прошлом и яв­ляющаяся в настоящее время фундаментальной основой для теоретических работ по реактивным двигателям.

Реактивные двигатели получили свое название по принципу создания тяги, которая возникает в них за счет преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из сопла двигателя. Это преобразование происходит в тер­модинамическом цикле, представляющем собой непре­рывный процесс, состоящий из динамического сжатия воздуха в воздухозаборнике (при полете самолета), ме­ханического сжатия воздуха в компрессоре, подвода теп­ла за счет сгорания топлива в камере сгорания, непол­ного расширения газов в турбине и дальнейшего их расширения в реактивном сопле. Динамическое сжатие воздуха увеличивается с увеличением скорости полета. Поэтому при больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях полета (М = 3,5…4) более эффективными явля­ются бескомпрессорные прямоточно-реактивные дви­гатели.

На самолетах с дозвуковыми и умеренными сверх­звуковыми скоростями полета применяются авиацион­ные газотурбинные двигатели (ГТД).

Физическая основа создания тяги в ГТД состоит в том, что эффективная мощность, получаемая в термо­динамическом цикле двигателя, используется для раз­гона и выбрасывания массы газа через реактивное сопло.

Реактивное движение происходит по известным за­конам механики (второй и третий законы Ньютона).

Второй закон механики гласит, что сила, сообщаю­щая телу ускорение, равна произведению массы этого тела на приобретенное им ускорение. Ввиду того что масса газов практически не отличается от массы про­ходящего через двигатель воздуха, тягу принято при­ближенно определять по уравнению:

R = G/g(C5 — С0),

где R — сила тяги, кгс;

G — секундный расход воздуха, кг/с;

С5 — скорость выходящей газовой струи, м/с;

С0 — скорость полета самолета, м/с; g — ускорение силы тяжести, м/с2.

Согласно третьему закону механики, силы взаимо­действия тел друг с другом равны по величине и про­тивоположны по направлению. Это значит, что сила, возникающая при истечении газов из реактивного соп­ла, действует на самолет и обеспечивает его полет в направлении, противоположном истечению газов.

Рассмотрим кратко изменение основных параметров потока воздуха турбореактивного двигателя в его про­точной части. Компоновка двигателя М701 приведена на рис. 76.

Воздух из атмосферы через воздухозаборник само­лета поступает в компрессор двигателя. Движение по­тока воздуха по воздухоподводящим каналам происхо­дит с некоторой потерей энергии вследствие образова­ния вихрей в местах поворота потока, а также трения воздуха о стенки канала. При работе двигателя на зем­ле в воздухоподводящем канале за счет потерь давле­ние и температура воздуха также снижаются.

Скорость воздуха на входе в компрессор составляет 150… 160 м/с при расходе воздуха 16,7 кг/с. Величина скорости выбрана из условия уменьшения площади сечения входного устройства и диаметральных разме­ров компрессора при заданном расходе воздуха для создания равномерного поля скоростей на входе в комп­рессор. Секундный расход воздуха через двигатель определяется тепловым расчетом исходя из потребной тяги двигателя.

В компрессоре воздух сжимается, его давление и температура повышаются, а скорость практически оста­ется неизменной. На выходе из компрессора они соот­ветственно равны

Р2—4,1 кгс/см2, Т2—470° К и С2—160 м/с.

Из центробежного компрессора сжатый воздух по­ступает в семь камер сгорания, где разделяется на два потока: первичный и вторичный.

Первичный поток поступает внутрь жаровых труб. Здесь происходит сгорание топлива, подаваемого через рабочие форсунки. Температура в зоне горения может достигать 2500 °К-

Вторичный поток воздуха входит внутрь жаровых труб через несколько рядов отверстий и, смешиваясь

с горячими газами, снижает их температуру у поверх­ности до значения, допустимого характеристиками жа­ропрочности материала лопаток турбины. Процесс под­вода тепла в камере сгорания сопровождается расши­рением газа, связанным с увеличением его объема и скорости движения.

Из камеры сгорания газовоздушный поток поступает в турбину. В сопловом аппарате увеличивается скорость газа, который затем направляется на лопатки рабочего колеса турбины.

В результате воздействия высокоскоростного потока газов на лопатки вращающегося рабочего колеса тур­бины осуществляется преобразование энергии нагрето­го газа в механическую энергию, вращения ротора тур­бины. Совершаемая при этом работа турбины идет, в основном, на вращение ротора компрессора, а также на привод вспомогательных агрегатов. Однако в турби­не газ расширяется не полностью. При последующем окончательном расширении в реактивном сопле газовый поток разгоняется и его скорость С5 на выходе из соп­ла существенно превышает скорость потока на входе в двигатель Cq. Создается реактивная тяга.