Воздушно-реактивный двигатель

Воздушно-реактивный двигатель - тепловой реактивный двигатель, в котором в качестве рабочего тела используется атмосферный воздуха, нагреваемого за счет химической реакции окисления топлива атмосферным кислородом.

Воздушно-реактивные двигатели используются, как правило, для движения воздушных летательных аппаратов.


1. История

История ПРД неразрывно связана с историей авиации. Прогресс в авиации на всем протяжении ее существования обеспечивался, в основном, развитием авиационных двигателей, а все возрастающие потребности, которые были обнаружены авиацией к двигателям, были мощным стимулятором для развития авиационного двигателестроения. К концу Второй мировой войны требования повышения мощности пошньових двигателей внутреннего сгорания вошло в безвыходное противоречие с другими требованиями, по компактности и ограничения массы. Последующее развитие авиации по пути улучшения поршневых двигателей становился невозможным. Первый патент на турбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барбера в 1791 году. В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Надо сказать, что ряд инженеров и ученых разных стран в 20-е и 30-е годы XX века предсказали кризис в авиационном двигателестроении и искали пути выхода из него, в том числе за счет ПРД. Впервые в СССР проект реального истребителя с ПРД разработан Украинским ученым А.М. Люлькой, в марте 1943 года предложил директор ОКБ-301 М.И.Гудков. Самолет назывался ГУ-ПРД. Проект был отклонен экспертами, главным образом, в связи с недоверием в актуальность и преимущества ПРД по сравнению с поршневыми двигателями. Первым самолетом, который поднялся в небо с турбореактивным двигателем (ТРД) Hes 3 конструкции фон Аккуратная, был He 178, управляемый летчиком-испытателем флюг-капитаном Эрихом Варзицем (27 августа 1939). Этот самолет превосходил по скорости все поршневые истребители своего времени, но при этом был менее экономичным, и в результате этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были большие скорости взлету и посадке, из-за чего для него нужна была длинная ВПП с качественным покрытием.

С августа 1944 в Германии началось серийное производство реактивного истребителя-бомбардировщика Мессершмидт Ме.262, с двумя ТРД Jumo-004, которые выпускались фирмой Юнкерс. А с ноября 1944 начал выпускаться еще и первый реактивный бомбардировщик Ar-234 Blitz с теми же двигателями. Единственным реактивным самолетом союзников по антигитлеровской коалиции, формально участвовавших во Второй мировой войне, был "Глостер Метеор" (Великобритания) с ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкции Ф.Уиттла (серийный выпуск которого начался даже раньше немецких).

Запатентованный еще в 1913 г., прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ППРД) нравился конструкторам простотой своей конструкции, но главное - своей потенциальной возможностью работать на сверхзвуковых скоростях и в высоких слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых другие типы двигателей были неэффективными или малоэффективными. В 1930-х годах с этим типом двигателей провидилися эксперименты в США и СССР.

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от Французской власти на создание експереминтального самолете с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась с ее окончанием. 19 ноября 1946 состоялся первый полет в истории аппарата с маршевым ПВРД. Далее в течение десяти лет было изготовлено и испытано еще несколько аппаратов этой серии, в том числе управляемые, а в 1957 году Франция отказалась от испытаний, от продолжения этих работ, поскольку в те времена ТРД казался перспективным.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуПРД) был изобретен в XIX веке шведским изобретателем Мартином Виберг. Известным летательным аппаратом (и единственным серийным) с ПуПРД Argus As-014 выпуска фирмы Argus As-014 был немецкий самолет-снаряд Фау-1. После войны опыты в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжались во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric), кроме того, благодаря простоте и дешевизне, маленькие двигатели такого типа стали очень популярным среди авиамоделистов, и любительской авиации , и появились частные фирмы, которые производили ПуПРД и запчасти.


2. Основные принципы работы

Несмотря на большое количество ПРД, которые очень отличаются друг от друга конструкцией, характеристиками и областью использования, можно выделить ряд принципов для всех ПРД и тех которые отличают его от всех других тепловых двигателей других типов.

2.1. Реактивная тяга

Воздушно-реактивный двигатель - реактивный двигатель, развивающий тягу за счет реактивного струи рабочего тела, вытекающего из сопла двигателя. С этой точки зрения ПРД похож на ракетного двигателя (РД), но отличается от него тем, что большую часть рабочего тела он забирает из атмосферы, в том числе и окислитель, необходимый для горения топлива. В качестве окислителя ПРД использует кислород, содержащийся в воздухе. Благодаря этому ПРД имеет преимущества по сравнению с РД при полетах в атмосфере. Итак таким двигателем выгоднее пользоваться, так как ему не нужно нести с собой окислитель, масса которого в 2-8 раз больше массы топлива, а аппарат с ПРД должен иметь только запас топлива.

Рабочее тело ПРД на выходе из сопла представляет собой смесь продуктов сгорания с остатками после выгорания кислорода фракциями воздуха. Если для полного окисления 1 кг керосина (обычного топлива ПРД) требуется около 3,4 кг чистого кислорода, то учитывая что воздух содержит только 23% кислорода по массе, для полного окисления топлива нужно 14,8 кг чистого воздуха, соответственно рабочее тело минимум на 94 % своей массы из атмосферного воздуха. На практике ПРД, как правило, имеет избыток использования воздуха, например в ТРД массовое использование составляет 1-2% от использования воздуха. Это позволяет при анализе работы ПРД, враховувуты что рабочее тело ПРД, как на входе так и на выходе, является одним веществом.

Динамику ПРД можно представить следующим образом: рабочее тело, входит в двигатель со скоростью полета, а покидает его со скоростью реактивной струи. Из баланса импульса, следует простое выражение для реактивной тяги

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

Где \, P - Сила тяги, \, V - Скорость полета, \, C - Скорость реактивной струи относительно двигателя, \, G - Секундная расход массы рабочего тела. Очевидно, ПРД эффективен лишь в случае, когда скорость истечения рабочего тела из сопла двигателя превышает скорость полета: \, C> v .

Скорость утечки газа из теплового реактивного двигателя зависит от химического состава рабочего тела, его абсолютной температуры на входе в сопло, и от степени расширения рабочего тела в сопле двигателя.

С учетом вышесказанного можно сформулировать и главные недостатки ПРД по сравнению с РД: - ПРД способен работать только в атмосфере, а РД в любом окружении и в пустоте. - ПРД эффективен только в определенной, специфической для данного двигателя, максимальной скорости полета, а тяга РД не зависит от полета.


3. Типы реактивных двигателей

 В этом разделе будут описаны разновидности реактивных двигателей. 

Итак рассмотрим реактивные двигатели по таким категориям: ? Прямоточный воздушно реактивный двигатель:

 o инфразвуковой; o Сверхзвуковой; o Гиперзвуковой; o Ядерный ППРД; 

? Пульсирующий воздушно реактивный двигатель; ? Турбореактивный двигатель; ? Двухконтурный турбореактивный двигатель; ? турбовентиляторных двигателя; ? Турбовинтовой двигатель; ? Гвинтовинтеляторний двигатель. Характеристика прямоточных воздушно-реактивных двигателей:

  • Инфразвуковой ППРД предназначен для работы на скоростях 0,5-1М (М - число Маха, которое колеблется 1100-1200км/год в зависимости от влажности и температуры). Торможение и сжатие воздуха происходит в диффузоре. Такой тип двигателей оказался не эффективным, так дозвуковые ППРД оказались не конкурентно способными по сравнению с другими типами реактивных двигателей.
  • Сверхзвуковые ППРД предназначены для полетов в диапазоне 1-5М. Торможение сверхзвукового потока всегда проходит скачкообразно с образованием ударной волны, также называемый скачаком уплотнения. Чем интенсивнее скачек уплотнения, т.е. чем больше изменение скорости потока на его фронте, тем больше потери давления, которые могут превышать 80%. Потери давления удается минимизировать за счет сжатия не в одном, а в нескольких последовательных скачках уплотнения, после каждого из них, скорость потока снижается. В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит в непрерывно канале диффузора расширяющейся. В сверхзвуковом диапазоне скоростей ППРД значительно эффективнее, чем в дозвуковом. Например, на скорости 3Маха для идеального ППРД степень повышения давления составляет 36,7 что можно сравнить с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически достигает 64,3%. В реальных ППРД эти показатели ниже, но даже с подсчетом потерь, в диапазоне полетного числа Маха от 3 до 5 сверхзвуковые ППРД превышают по эффективности ПРД всех других типов.
  • Гиперзвуковой ППРД - работающий на скоростях полета более пяти Махов и предназначен предназначен для полетов в стратосфере. Возможно назначение летательного аппарата с гиперзвуковым ППРД - низкая степень многократного носителя космических аппаратов. Сжатие происходит в двух скачках уплотнения: Наружно, образованным у носового конца аппарата, и внутреннем - у передней кромки нижней стенки двигателя. Оба скачка - косые и скорость потока остается сверхзвуковой. Существует несколько программ разработок гиперзвуковых ППРД в разных странах, но на начало XXI века этот тип двигателей остается гипотетическим, не существует ни одного образца, прошедшего летные испытания, которые подтвердили практическую целесообразность его серийного производства.
  • Ядерный ППРД. Во второй половине 50-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ППРД с ядерным реактором. Источником энергии этих двигателей является не химическая реакция горения топлива, а тепло, производится ядерным реактором, расположенным на месте камеры сгорания. Воздух из входного отверстия в таком ППРД проходит через активную зону реактора, охлаждает его и нагревается сам до 3000 градусов Кельвина, а затем вытекает из сопла со скоростями, что сопоставимо со скоростями утечки для самых совершенных ЖРД (Жидкостный реактивный двигатель). Возможно назначение летательного аппарата с таким двигателем - межконтинентальная ядерная ракета, носитель ядерного заряда. В обеих странах были созданы компактные, с малым расходом топлива, ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В 1964 году в США, по программам исследований ядерного ППРД "Pluto" и "Tory", были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя "Tory-IIC". Летные испытания не проводились, программа была закрыта в июне 1964 года.
  • Область применения

ППРД не может работать при низких и нулевых скоростях полета. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается вспомогательный привод, которым может быть самолет-носитель или твердотопливный ускоритель. Неэффективность ППРД на малых скоростях полета делает его практически невозможным для использования на самолетах с пилотами, но для беспилотных, боевых, крылатых ракет одноразового использования, летающих в диапазоне скоростей 2-5 Маха, благодаря своей простоте, дешевизне и надежности, он предпочтителен. Также ППРД используется в летающим мишеням. Основным конкурентом ППРД в этой нише является ракетный двигатель (ЖРД). Характеристика пульсирующие воздушно-реактивниго двигателя (ПуПРД). Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, как следует из его названия, работает в режиме пульсации, тяга развивается не непрерывно, как в ППРД или ТРД, а в виде серии импульсов, которые идут друг за другом с частотой от десятков герц, для крупных двигателей, в 250 Гц - для малых двигателей. Конструктивно ПуПРД педставляе собой цилиндрическую камеру сгорания с длинным цилиндрическим соплом меньшего диаметра. Передняя часть камеры соединена с входным диффузором, через который воздух поступает в камеру сгорания. Между диффузором и камерой сгорания вставлены воздушные клапаны, работают действием разностей давлений в камере и на выходе диффузора, когда давление в диффузоре превышает давление в камере то клапан открывается, при обратном соотношении давлений он закрывается. Цикл работы ПуПРД можно описать так: 1.Повитряний клапан открытым воздух попадает в камеру сгорания, форсунка впрыскивает топливо, и в камере образуется топливная смесь. 2. Топливная смесь воспламеняется и сгорает, давление в камере значительно возрастает и закрывает воздушный клапан и обратный клапан в топливном тракте. 3. Давление в камере падает, под напором в диффузоре воздушный клапан открывается и воздух начинает поступать в камеру, топливный клапан тоже открывается, двигатель переходит к фазе 1. Для инициирования процесса горения в камере устанавливается свеча зажигания, которая создает высокочастотную серию электрических разрядов, топливная смесь загорается. Кажется что ПуПРД и ППРД похожи, но это ошибочное утверждение. На самом деле ПуПРД имеет принципиальные отличия. Большинство ПуПРД могут работать при нулевой скорости. Существуют модификации ПуПРД: ? бесклапанных ПуПРД, иначе-U-образные ПуПРД. В этих двигателях отсутствуют механические воздушные клапаны, а чтобы обратное движение рабочего тела не приводило к уменьшению тяги, тракт двигателя происходит в виде латинской буквы "U", концы которой возвращены обратно по ходу движения аппарата. ? Детонационные ПуПРД - двигатели в которых горение топливной смеси проходит в режиме детонации (а не дефлаграции). Область применения. ПуПРД характеризуется как шумный и неэкономный, но простой и дешевый. Высокий уровень шума и вибрации следует с самого пульсирующего режима его работы. ПуПРД устанавливается на беспилотные летательные аппараты одноразового использования со скоростями использования 0,5 Маха, летающие мишени, беспилотные разведчики, в прошлом на крылатые ракеты. ПуПРД используется в в любительской авиации и авиамоделировании, благодаря простоте и дешевизне.

Характреристики турбореактивого двигателя (ТРД). В турбореактивном двигателе сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счет совместного действия встречного потока и компрессора, размещенного в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающий на рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. В компрессоре создается рост полного давления воздуха за счет создаваемого компрессором механической работы. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму. Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется приводя ее в действие и отдавая ей часть своей энергии, а после нее расширяется в сопле и вытекает из него, создавая реактивную тягу. Благодаря компрессору ТРД может стартовать с места и работать при низких скоростях полета, для двигателя самолета является необходимым условием, при этом давление в тракте двигателя и расхода воздуха обеспечиваются только за счет компрессора. Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещен в сторону меньших значений, по сравнению с ППРД. Агрегат турбина-компрессор, который позволяет создавать большие затраты и высокая степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полета, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей. Максимальная скорость утечки реактивной струи в ТРД меньше чем в ППРД, ограничивающий сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями 2,5 3Маха. Основные конструктивные элементы: ? форсажной камеры. Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв не удается реализовать напрямую - увеличением использования топлива в камере, из-за ограничения температуры рабочего тела попадающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях с форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное топливо, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его выхода через сопло растет, и тяга двигателя, в некоторых случаях возрастает более чем в 1.5 раза, что используется боевыми самолетами при полетах на больших скоростях. При форсаже значительно возрастает использование топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации за исключением самолетов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились. ? Управляемые сопла. ТРД самолетов летающих на сверхзвуковых скоростях оборудуются управляемыми соплами. Эти сопла сделаны из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг друга и приводятся в движение специальным приводом, позволяющие по команде пилота или автоматической системы управления двигателем изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла позволяет оптимизировать работу двигателя на разных скоростях. Специальные поворотные сопла на некоторых двигателях, позволяют отклонять исходящий из сопла поток в относительно оси двигателя. Отклонение вектора тяги приводит к дополнительным потерям тяги двигателем за счет выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневриности и сокращением пробега самолета при посадке, в вертикальной взлета и посадки включительно. Управляемые сопла используются исключительно в военной авиации. Область применения В 70-80-х годов ХХ века ТРД с малым Степень двухконтурности активно использовались для военных и коммерческих самолетов. В это время популярными стали экономичнее двухконтурные ТРД (ТРДД).

Характеристика двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) Двухконтрурний турбореактивный двигатель - ТРД с конструкцией позволяющей перемещать дополнительные массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя. Такая конструкция обеспечивает более высокий полетный КПД, по сравнению с обычным ТРД. Первым кто предложил концепцию ТРДД в авиадвигателестроении был Люлька Архип (Украинский гениальный конструктор авиадвигателей). На основе опытов, проводившихся с 1937 года, А.М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного ТРД (авторское право вручили 22 апреля 1941). Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, называют вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на два потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, обходя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть проходит через внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором рассказывалось выше. Одним из важнейшим параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение использования воздуха через внешний контур к использованию воздуха через внутренний контур. m = G2 / G1 Где G1 и G2 использования воздуха через внешний и внутренний контур соответственно. Следствием увеличения использования воздуха через двигателем является увеличение площади фронтального сечения, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Другими словами, чем выше степень двухконтурности - тем большего диаметра двигатель при прочих равных условиях. Все ТРДД можно разбить на две группы: с смешиванием потоков за турбиной и без смешивания. В ТРДД со смешением потоков (ТРДДзм) потоки воздуха из наружного и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДзм эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя. ТРДД по ТРД могут быть оснащены управляемыми соплами и форсажными камерами. Обычно это ТРДДзм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.

Характеристика турбовентиляторного двигателя ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют турбовентиляторными. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, в основном, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей их сопло внешнего контура довольно часто делают укороченным с целью снижения массы. Область применения Можно сказать с 1960-х годов и по сей день в авиадвигателестроении - эра ТРДД. ТРДД различных типов являются распространенным классом воздушно реактивных двигателей, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с малой степенью двухконтурности до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности. Характеристика турбовальных двигателей (ТВД)

Турбовальные двигатели представляют из себя турбореактивный двигатель в котором мощность, развиваемая дополнительным каскадом турбин передается на вал отбора мощности, чаще всего через редуктор. Так между валом турбины, компрессора и валом отбора мощности нет механической связи, а лишь газодинамический, турбовальные двигатели относят к ПРД непрямой реакции. Эти двигатели строго говоря, не является реактивными, реакция выхлопа турбины является не более 10% его общей тяги, однако традиционно их относят к повитяно-реактивных двигателей. Чаще всего используется для привода винта вертолетов.

Гвинтовинтеляторний двигатель для обновления эксплуатации эксплуатации ТВД виикористовують специальные многолопастные стреловидные винты с изменяемым шагом винта, с одним или двумя рядами лопасти. На такие винты падает более высокую нагрузку на ометаемую площадь при уменьшенном диаметре винта, но сохраняют достаточно высокий КПД 0,8-0,85. Такие винты называются гвинтовинтеляторнимы (ВВ), а двигатели - турбовинтовинтеляторнимы (ТВВД) с открытым гвинтовинтелятором. На сегодня известен лишь один серийный образец двигателя этого типа-Д-27 (производится в г. Запорожье, Украина), Используется на самолете Як-44 с крейсерской скоростью полета 670 км / ч и на Ан-70 с крейсерской скоростью 750 км / ч . У двигателя Д-27 поток холодного воздуха создается двумя соосными, вращающимися в противоположные стороны, багатолопатьнимы саблевидными винтами, которые приводятся в движение от свободной четырехступенчатый турбины, тувбовального двигателя. Мощность передается винтам через редуктор.


См.. также