Реактивные двигатели

Реактивные двигатели

Реактивный двигатель — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. Рабочее тело (разогретый поток продуктов горения) с большой скоростью истекает из сопла двигателя и вследствие закона сохранения импульса появляется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении. Для разгона рабочего тела может использоваться как тепловой нагрев, так и другие физические принципы (ионный двигатель, фотонный двигатель). Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов. Существует два основных класса реактивных двигателей: воздушно-реактивные двигателитепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. ракетные двигателисодержат все компоненты рабочего тела на борту и способны работать в безвоздушном пространстве. Ракетные двигатели в зависимости от вида топлива (твёрдого или жидкого) подразделяются на пороховые и жидкостные. Двигатели первого типа используют твёрдое топливо, имеющее в своём составе необходимый для горения кислород. Топливом для жидкостных реактивных двигателей служат: водород и соединения водорода с углеродом; твёрдые металлы с малой атомной массой (литий, бор) и их соединения с водородом. В качестве окислителей используют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Схема жидкостного реактивного двигателя показана на рис. 1. Жидкое топливо и жидкий окислитель подаются в камеру сгорания 2 при помощи питательных насосов 1. Топливо сгорает при постоянном давлении (что является наиболее простым) при открытом сопло 3. Газообразные продукты сгорания, расширяясь в сопло и вытекая из него с большой скоростью, создают необходимую для движения летательного аппарата силу тяги.

Рис. 1 Схема жидкостного реактивного двигателя

Рис. 2. Цикл жидкостного реактивного двигателя (р-v диаграмма)

реактивный двигатель

Так как в рассчитываемых двигателях и топливо и окислитель подаются в камеру сгорания в жидком виде, то вместо предварительного сжатия газообразной рабочей смеси или воздуха, как это имело место в двигателях внутреннего сгорания и газотурбинных установках, сжатие и нагнетание рабочих веществ происходит в жидкой фазе. Цикл жидкостного реактивного двигателя в р-v диаграмме изображён на рис. 2. Линия 1−2 соответствует процессу сжатия (нагнетания) жидких компонентов. Ввиду малого объёма жидкости по сравнению с объёмом продуктов сгорания и малой сжимаемости жидкости, нагнетание можно считать изохорным процессом, совпадающим на графике с осью ординат. Линия 2−3 представляет собой процесс подвода теплоты (сгорание топлива) при постоянном давлении. Линия 3−4 обозначает адиабатное расширение продуктов сгорания в сопле. Изобарный процесс 4−1, условно замыкающий цикл, соответствует охлаждению продуктов сгорания, выброшенных из сопла в окружающую среду. Работа (удельная) адиабатного расширения газообразных продуктов сгорания l = i3 — i4 (кДж/кг). Подведённая в цикле теплота, равная теплоте сгорания топлива при постоянном давлении, составляет

q1 = i3 — i2 = (i3 — i1) — (p2 — p1) · v1. (1)

Если пренебречь работой, затрачиваемой на привод жидкостных насосов lн = (p2 — p1) · v1, то коэффициент полезного действия: зt = (i3 — i4)/(i3 — i1). Так как процесс расширения газа в сопле 3−4 является адиабатным (изоэнтропным), то i3 — i4 = Ѕ (w42- w32). Скорость газов w3 на выходе из камеры сгорания сравнительно мала, поэтому с небольшой погрешностью термический кпд можно считать равным

зt = (w42/2q1) (2)

Давление в камере сгорания жидкостного реактивного двигателя обычно составляет 20−25 бар, а скорость истечения газа w4 колеблется в пределах 2100−2400 м/сек. Достоинствами жидкостного реактивного двигателя являются: независимость его работы от состояния окружающей среды, возможность полётов в безвоздушном пространстве, полная независимость тяги от скорости полёта и, следовательно, возрастание мощности с увеличением скорости полёта, простота конструкции и малая удельная масса (масса установки на 1 кг тяги). Недостатками жидкостных реактивных двигателей являются: сравнительно низкий к.п.д, а так же необходимость иметь на корабле не только большие запасы топлива, но и окислителя.

Воздушно-реактивные двигатели в зависимости от способа сжатия воздуха, поступающего из атмосферы в камеру сгорания, разделяют на бескомпрессорные (сжатие воздуха происходит только вследствие скоростного напора воздушного потока) и компрессорные. Бескомпрессорные в свою очередь делятся на прямоточные (сгорание топлива при постоянном давлении) и пульсирующие (сгорание топлива при постоянном объёме). Летательные аппараты такого типа предварительно нужно разгонять с помощью стартовых реактивных двигателей, а так же специальных катапульт. Схема воздушного реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей полёта и характер изменения давления и скорости газового потока внутри двигателя показаны на рис. 3.

Рис. 3 Схема прямоточного воздушно реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей полёта

В сечении 1 воздух поступает в канал двигателя со сверхзвуковой скоростью. Состояние воздуха в сечении 1 совпадает с состоянием атмосферного воздуха на данной высоте. Для осуществления сжатия воздуха, движущегося со сверхзвуковой скоростью, канал должен сначала суживаться, а затем расширяться в направлении потока.

В соответствии с этим канал воздушно-реактивного двигателя на участке III суживается; скорость потока на этом участке уменьшается до звуковой, а давление увеличивается до критического значения Ркр. В расширяющейся части канала (участок II-III), являющейся диффузором, происходит дальнейшее уменьшение скорости потока и увеличение давления воздуха. В сечении III сжатие заканчивается; поток воздуха в этом сечении обладает минимальной скоростью. На участке III-IV (камера сгорания двигателя) происходит сгорание впрыскиваемого топлива с выделением тепла q1. После сечения IV газ расширяется и скорость потока возрастает. Так как поток на выходе из камеры сгорания дозвуковой, то канал двигателя вначале суживается (участок IVV), а затем расширяется (участок V-VI). В сечении V поток имеет скорость звука С, соответствующую параметрам газа в этом сечении. В расширяющейся выходной части сопла происходит дальнейшее уменьшение давления от критического в сечении V до давления окружающей среды Р0 в сечении VI. Соответственно скорость возрастает от звуковой в сечении V до сверхзвуковой в сечении VI. Теоретический цикл ВРД представлен в р-v диаграмме на рис. 4. Линия 1−2 соответствует процессу сжатия набегающего потока воздуха в диффузоре при движении летательного аппарата с большой скоростью, линия 2−3 изобарическому процессу подвода теплоты при сгорании топлива, линия 3−4 адиабатическому расширению продуктов сгорания в сопле, линия 4−1 охлаждению удалённых в атмосферу продуктов сгорания.

Как видно из рис. 4, ВРД со сгоранием топлива при р = соnst работает по такому же циклу, как и ГТУ с изобарическим сгоранием топлива. Соответственно этому термический к.п.д цикла ВРД с подводом теплоты при р = соnst:

зt = 1 — 1/ л (г -1)/ г (л= Р1/Р2, — степень увеличения давления воздуха в диффузоре, г = 1,4 — показатель адиабаты)

Рис. 4. Цикл прямоточного ВРД

Эту формулу можно преобразовать в:

зt = (w4 2 — w1 2) /2 q1 (3)

Здесь w4 скорость газов на выходе из сопла, а w1 — скорость набегающего потока воздуха. Преимущества ПВРД состоит в простоте конструкции и его малой массе. Используются в качестве вспомогательных для достижения самолётом больших скоростей полёта. Наиболее распространённым типом компрессорных ВРД является турбореактивный двигатель, широко применяемый в настоящее время в скоростной авиации. Схема турбореактивного двигателя приведена на рис. 5. В этом двигателе предварительное сжатие воздуха осуществляется как в результате скоростного напора, так и при помощи осевого компрессора 2, приводимого в движение газовой турбиной 4(с которой он имеет общий вал). Набегающий поток воздуха в диффузоре 1 несколько тормозится, вследствие чего давление воздуха повышается. Из диффузора воздух подаётся для дальнейшего сжатия в компрессор 2, а из него — в камеру сгорания 3, в которую подаётся и жидкое топливо. Топливо теоретически должно сгорать при постоянном давлении, однако из-за потерь давление вдоль камеры несколько падает. Горячие газы из камеры сгорания поступают в газовую турбину, где, расширяясь, производят полезную работу, затрачиваемую на привод компрессора

При выходе из турбины газообразные продукты сгорания попадают в реактивное сопло 5, в котором происходит дальнейшее их расширение и преобразование потенциальной энергии давления в кинетическую. Давление газа при этом уменьшается до атмосферного, а скорость газа значительно возрастает, в результате чего возникает реактивная тяга.

Рис. 5. Схема турбореактивного двигателя

Теоретический цикл турбореактивного двигателя (рис.6) аналогичен циклу прямоточного ВРД и состоит из тех же самых процессов.

Рис. 6.

Различие заключается в том, что в турбореактивном двигателе необходимое сжатие воздуха обеспечивается компрессором (в ПВРД оно достигается за счёт одного скоростного напора). Термический к.п.д ТРД определяется формулой

зt= 1- 1/ л (г -1)/ г (4) Здесь л = Р2/ Р1 — степень повышения давления. Двухконтурный турбореактивный двигатель

Рис. 7. Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности.

1 — Вентилятор. 2 — Компрессор низкого давления. 3 — Компрессор высокого давления. 4 — Камера сгорания. 5 — Турбина высокого давления. 6 — Турбина низкого давления. 7 — Сопло. 8 — Вал ротора высокого давления. 9 — Вал ротора низкого давления.

ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолетов до 70−80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД). Область применения ТРДД Можно сказать, что с 1960;х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности

Рис. 8. Самолет Су-27 с двумя ТРДДФ

Рис. 9. Снимки ПАК ФА на старте и в полёте

Из последних разработок российских учёных и конструкторов следует отметить двигатель «117С», установленный на самолёте пятого поколения ПАК ФА — Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации -, первый полет которого произошел 29 января 2010 года, оснащен двумя двигателями «117С». Двигатели отличаются от предшественников увеличенной тягой и ресурсом. Они обеспечивают истребителю сверхманевренность. К уникальным особенностям самолета относятся также малая заметность и возможность длительного сверхзвукового полета.

В настоящее время только у одной страны мира — США — есть на вооружении истребители пятого поколения — F-22 Raptor. Причем их производство уже прекращено, поскольку каждый обходится в 140 миллионов долларов.

Следует понимать, что Т-50 это не только боевой самолет, но и инвестиции в технологии и инженерию, которые имеют большое значение для развития российской промышленности. Это будет иметь экономическое значение не только для России, но и для будущих клиентов Су-50, которые таким образом будут в состоянии избежать военных конфликтов путем создания потенциала эффективного сдерживания. Например, две эскадрильи таких истребителей, поступивших на вооружение ВВС Ирана, развеют все иллюзии насчет израильского удара по этой стране.

1. Теплотехника — Баскаков А. П. 1991 г.

2. Теплотехника — Крутов В. И. 1986 г.

3. Теплотехника, теплогазоснабжение и вентиляция — Тихомиров К. В. 1981 г.57.

4. Теплотехнические измерения и приборы — Преображенский В.П.1978г.