Воздушно-реактивные двигатели

Двигатели, использующие реакцию втекающего и истекающего окружающего газа, называются реактивными. Этот же окружающий газ может применяться и как основное ТРТ при Организации термо­динамических процессов в таком двигателе, как источник энергии (окислитель). Реактивный двигатель, использующий атмосферу Земли, называется воздушно-реактивным двигателем (ВРД).

Надутый воздухом детский воздушный шарик представляет со­бой простейшую модель ВРД и даже ЛА с ВРД, поскольку летает под действием силы реакции Ra истекающего воздуха или силы тя­ги

Ra = maWa, Н-

где т а — секундный расход массы воздуха через реактивное со­пло, кг/с, a w а — скорость его истечения, м/с.

Другой пример, который воспроизвести будет не так просто: ос­настим тот же воздушный шарик своеобразным энергетическим ис­точником — сжатой пружиной, которая смогла бы очень быстро растянуть его, увеличив объем и была бы достаточно легкой. Шарик снова полетит, но теперь уже не за счет реакции истекающего воз­духа, а за счет реакции воздуха, втекающего в шарик:

RB=mBW*’ Н-

где т — секундный расход, кг/с, aw, — скорость втекающей мас­сы, м/с.

Работающий на стенде, то есть неподвижный ВРД, использует для создания тяги и ту и другую реакции; главное суметь эффек­тивно организовать термодинамический процесс работы такого ВРД. При полете ВРД со скоростью w н в составе ЛА реакция захва­тывающего (а не всасываемого) воздуха будет отрицательной, то есть превратиться в сопротивление движению.

= Н>

поскольку воздух, попавший в двигатель, был неподвижен, а нале­тевший на него ВРД этот воздух ускорил до собственной скорости w и. Правильнее было бы учитывать и скорость всасывания

Н-

но этого на практике не делается из-за ее малости

Существо процесса функционирования ВРД заключается в пол­учении возможно более высокой скорости истечения w а, поскольку именно она определяет результирующую реактивную тягу:

R = Ra-Rx = maWa~m^H.

Расход истекающей массы т а больше m н на величину расхода

горючего, поданного в двигатель, но это превышение невелико, что и дает нам праао полагать

Сказанное позволяет понять, почему в случае применения ВРД не говорят о движителях, ибо движителем является сам ВРД. Более того, поршневой двигатель с гребным воздушным винтом — это то­же своеобразный ВРД, его частный случай, как, впрочем, и паровой двигатель с тем же воздушным винтом. Морские паруса, приводя­щие в движение суда и некоторые типы аэростатов — это тоже ВРД, как и парашюты и крыло самолета. Но парашют создает тормозную силу, а крыло — подъемную, уравновешивающую вес самолета. Ес­тественно, что обе эти силы — реактивные, то есть действующие на парашют и крыло реакции заторможенного, разогнанного или от­клоненного в нужную сторону воздуха. А может ли крыло со­здавать и подъемную и толкаю­щую силу? Конечної Лучше все­го это удается при сверхзвуковом полете (рис. 25), но возможно и на дозвуке, когда с помощью вы­бора геометрии или небольшого щитка, т е. интерцептора, со­здается срывная область 4, в которую либо вдувают газ, либо подают горючее 3 и организуют

(это также задача теплофизиков) его сгорание. Скачки уплотнения (2), возникающие на передней кромке крыла (1) на сверхзвуке суще­ственно улучшают эффективность процесса На задней кромке воз­никает избыточное давление и создается тем самым реактивная тол­кающая крыло вперед сила тяги.

Классификации ВРД сложны и многообразны, однако наиболь­шей популярностью пользуются разделение двигателей по принци­пу их действия: прямоточный, пульсирующий, турбореактивный, турбопоршневой, эжекторно-поршневой и т. д. Другие классифика­ции используют высотно-скоростные диапазоны оптимальной

применимости ВРД, третьи — их экономические характеристики и т. д.

Основоположником термодинамической теории ВРД является наш соотечественник, академик Б. С. Стечкин (1891-1969), опубли­ковавший в 1929 г. в журнале «Техника воздушного флота» свою классическую работу «Теория воздушно-реактивного двигателя».

Рассмотрим особенности работы наиболее распространенных ти­пов ВРД.

Прямоточный ВРД, или ПВРД — это собирательное название целого ряда двигателей, не имеющих механически-движущихся ча­стей и работающих по изобарному термодинамическому циклу полного расширения (рис.26). К их числу относятся: дозвуковые ПВРД (скорость полета 0,6…0,9 М, где М — отношение скорости по­лета к скорости звука), сверхзвуковые ПВРД или СПВРД (0,9…5 М), гиперзвуковые ПВРД или ГПВРД с дозвуковым горением (5…7 М) и со сверхзвуковым горением (скорость потока больше местной ско­рости звука) в камере сгорания или на внешней поверхности ЛА (7… 12 М), с детонационным горением или горением на детонацион­ной волне (12…20 М), супергиперзвуковые ПВРД или СГПВРД, предназначенные для полетов в верхних слоях атмосферы (скорость полета 28 М или до 8000 м/с), в межпланетном пространстве (скоро­сть до 105 м/с) и в межзвездном пространстве (скорость до 3 108 м/с).

Естественно, что обычные химические источники энергии для СГПВРД не годятся, а требуется применение ядерной, термоядер­ной или аннигиляционной энергии, а также особых массозаборных устройств, способных "всасывать" в двигатель оче’нь разряженную «межзвездную пыль» с огромных пространств. Классификация реак­тивных двигателей и области их применения приведены на рис.27.

Принцип работы СПВРД ясен из рис.26. Набегающий поток воз­духа предварительно тормозится в системе косых скачков уплот­нения, формируемых иглой массозаборника 1. При этом скорость воздуха снижается, а давление возрастает. Затем воздух далее тор­мозится в дозвуковой части массозаборника и проходит через вы­равнивающую поток решетку или хонейкомб и попадает на стабили­заторы горения 4, расположенные уже в камере сгорания 2. Топливо распиливается с помощью форсунок 3 н поджигается электриче­ской свечой. Поддержание пламени происходит за счет возвратной циркуляции горячих газов за плохо обтекаемыми стабилизаторами.

Горячие газы снова и снова поджигают топливно-воздушную смесь. Камера сгорания — это одно из сложнейших устройств. Тепловое и гидравлическое сопротивления в ней должны быть минимальны, а полнота сгорания — максимальная при весьма ограниченных про­дольных размерах, иначе возрастает масса двигателя. Но самое трудное — обеспечить заданный ресурс работы особенно для мно­горазовых двигателей. После камеры сгорания горячий газ поступа­ет в сверхзвуковое сопло Лаваля 5, обеспечивая скорость истече­ния, превышающую скорость захвата воздуха и создавая тем самым реактивную тягу.

Пульсирующий ВРД нли ПуВРД (рис.28, а) работает по циклу Ленуара (рис.28, б). В отличие от ПВРД, который не может разви­вать тягу при нулевой скорости полета и требует разгона посторон­ними источниками тяги, Пу ВРД устойчиво работает в стендовых условиях. Сжатый в массозаборнике 2 воздух 1 проходит через кла­панную решетку 3 и вместе с горючим поступает в камеру сгорания 6, где быстро (по изохоре) сгорает после воспламенения от свечи 5, повышая при этом давление в камере сгорания, запирающее решет­ку 3. Истекая через сопло 7 и удлиненный резонансный канал 8, горячий воздух в силу инерции истечения понижает давление в ка-

, MtllCitf роиндизи ппшощу

Рис. 29

мере сгорания, благодаря чему вновь открываются впускные клапа­на, н цикл повторяется.

Как известно, Германия во второй Мировой войне, начиная с июня 1944 г. применяла самолет-снаряд (название не соответствует современной терминологии) Фау-1’против Великобритании. Тяга ПуВРД фирмы «Аргус» составляла 3285 Н. Дальность полета ЛА до­ходила до 370 км, а его скорость — до 550 км/ч.

Известны случаи применения ПуВРД и ПВРД в качестве конце­вых двигателей на лопастях вертолетов, и на самолетах-мишенях, в малой авиации (авиамодельный спорт). Разновидностью ПуВРД яв­ляются бесклапанные резонансные или волновые двигатели, у ко­торых массозаборник выполнен в виде загнутой назад второй резо­нансной трубы.

Турбореактивный ВРД или ТРД отличается от ПВРД наличием турбокомпрессора, то есть насаженных на один вал турбины и ком­прессора (рис.29). При этом термодинамический цикл работы оста­ется таким же, как у ПВРД, но основное сжатие захватываемого дви­гателем воздуха происходит не в диффузоре 1, а в компрессоре 2, а расширение газа после камеры сгорания 3 — не только в сопловом устройстве 5, но и в турбине 4. Мощность турбины рассчитывается таким образом, чтобы ее хватило на привод компрессора. А если ТРД служит для привода воздушного винта самолета или несущего винта вертолета, то мощность турбины увеличивается в расчете на привод этих винтов. Такой двигатель называется турбовинтовым или ТВД. Он в целом напоминает винтомоторную установку с поршневым двигателем, однако отличается от нее более высокими характеристиками. В целом именно ТРД «сделали дюгоду» в авиа­ции: позволили ей перейти звуковой барьер (рис. 30). Классифика­ция современных ТРД включает, кроме двигателей приведенной классической схемы, целую серию дозвуковых ТВД (турбовинто­вой и турбовентиляторный двигатель с воздушным винтом, рас­положенным в кольце или в контуре двигателя, это необходимо для уменьшения уровня шума самолета, а также турбовалъный двига­тель, применяемый для привода несущих винтов вертолета). Дозву­ковая авиация снабжена также большим количеством двухконтур­ных ТРД или ТРДД, имеющих различные конструктивные особенно­сти. Чем меньше расчетная скорость полета, тем более выгодна большая степень двухконтурности. В отличие от ТВД с вентиля­тором воздушный или внешний контур такого двигателя может иметь свою камеру сгорания, регулируемое сопло, выполненное со­вместно с соплом центрального контура по оптимальной эжектор­ной схеме, и другие элементы. Внешний контур может представлять собой многорежимный ПВРД либо ПВРД с вентилятором и т. д. Ис­пользование расположенной за турбиной классического ТРД фор­сажной камеры, напоминающей камеру сгорания ПВРД, дает назва­ние новому классу двигателей — ТРД с форсажем или ТРДФ (рис.31), широко применяемых на современных сверхзвуковых само­летах. ТРДФ (как и другие ТРД) может иметь и двухзальную схему, то есть иметь два соосных турбокомпрессора, вращающихся в раз­ные стороны для уменьшения кориолисовых нагрузок при маневрах самолета и позволяющих получить более оптимальные термодина­мические параметры. Такие двигатели называются ТРДФД. Важным элементом любого ТРД является сопло — особенно регулируемое, то есть изменяющее свою геометрию. Такое сопло может изменять площади критического и выходного сечений, направлять часть по­тока вперед по ходу движения самолета, создавая тормозящее уси­лие (используется после посадки наряду с реверсом винтов), откло­нять весь поток газа вниз при взлете с целью создания подъемной силы для ЛА ВВП. Созданы и специальные подъемно-маршевые ТРД или ПМТРД для таких ЛА. Конкурирующим направлением яв­ляется создание подъемных ТРД или ПТРД, устанавливаемых на ЛА вертикально, имеющих небольшие габариты, а главное -1— низкие значения удельного веса (отношение веса двигателя к его тяге). На рис. 32 показаны диапазоны применения ВРД (1-ПТРД. 2-ТВД, 3- ТРДД, 4-ТРД, 5-ТРДФД, 6-СПВРД, РТД РПД, 7-ГПВРД, ЖРД, а на рис.33 — внешние виды наиболее характерных ТРД: а — ТРДД Д-

36; б — силовая установка вертолета Ми-8 с ТВД ТВ2-117А; в __

подъемно-маршевый ТРД Р27В-300; г — ТРД АМТКРД-01; д — тур­бовинтовой двигатель АИ-20).

Основной теплофизической проблемой улучшения характери­стик ТРД является повышение температуры газа Тр перед турби-

шах

ной, так как и удельный вес ур двигателя (а) как маршевого 1, так и

подъемного 2, и удельный расход топлива С (б) зависят именно

уд о

от этой температуры (в): 3 — неохлаждаемые; 4 — охлаждаемые; 5 — экспериментальные турбины (рис. 34).

Рис. 33