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 двигатели -тепловые двигатели, рабочее тело которых
образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. ракетные
двигатели- содержат 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: ηt = (i3 - i4)/( i3 - i1). Так как
процесс расширения газа в сопле 3-4 является адиабатным (изоэнтропным), то i3
- i4 = ½ (w42- w32). Скорость газов w3 на выходе из камеры сгорания сравнительно мала, поэтому
с небольшой погрешностью термический кпд можно считать равным
ηt = (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 I
-II 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 IV -V), 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:
ηt = 1 - 1/ λ
(γ -1)/ γ (λ=
Р1/Р2, - степень
увеличения давления воздуха в диффузоре, γ = 1,4 - показатель адиабаты)
Рис. 4. Цикл прямоточного ВРД
ηt = (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
ηt= 1- 1/ λ (γ -1)/
γ (4) Здесь λ = Р2/ Р1 - степень повышения
давления.. Двухконтурный турбореактивный двигатель
</wiki/%D0%A4%D0%B0%D0%B9%D0%BB:Turbofan_operation_(num).>
Рис.
7. Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности.
-
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
</wiki/%D0%A4%D0%B0%D0%B9%D0%BB:Su-27_low_pass.jpg>
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.
Литература
1. Теплотехника - Баскаков А.П. 1991г.
. Теплотехника - Крутов В.И. 1986г.
. Теплотехника, теплогазоснабжение и вентиляция - Тихомиров
К.В. 1981г.57.
. Теплотехнические измерения и приборы - Преображенский
В.П.1978г.