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.