Кто автор первого патента на трдд

Обновлено: 30.06.2024

Турбореактивный двигатель имеет входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло. Выходная и входная кромки пера лопатки образованы двумя параболами: У₁=K₁X 1/2 , У₂=2R_о+К₂Х 1/2 , касающимися окружности радиусом R≥2R_o, центр которой находится на расстоянии 1≥(2/3)L, где L - проекция длины пера на координату X. Угол атаки и наклона α=(7°-15°). Радиус R_o равен (1/5-1/10)L. Радиус окружности R равен (2-3)R_o. Величины проекций длины пера L равно (0,05-0,15) м, центра окружности радиусом R равно 1≥(2/3)L. Коэффициенты K₁ и K₂ рассчитываются по формулам: K₁=У_1A/Х 1/2 ;

K₂=(У_2В-2R_o)/X l/2 _2В, где точки А и В - точки касания параболами У₁ и У₂ окружности радиусом R. Точка А является пересечением угла наклона α=(7°-15°) с перпендикуляром, восстановленным из точки 1≥(2/3)L, точка В - конец диаметра, отложенного от точки А окружности радиусом R на восстановленном перпендикуляре. Профиль корыта пера и его спинки образуются пересечением парабол:

К₄ выбираются из следующих величин: К₃=(1-3), К₄=(0,4-0,8)К₃. Выходная кромка пера закруглена радиусом R • ≥R • _o. Конец пера загнут радиально радиусом R≥R_o на угол β=(45°-60°). Изобретение направлено на повышение эффективности. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации, к повышению эффективности турбореактивных двигателей - ТРД, снижения шума. Цель изобретения достигается построением корпуса ТРД по форме усеченного параболоида вращения, построением лопаток турбины и компрессора по форме двух парабол.

Известна лопасть воздушного винта /1/, передняя и задняя кромки образуются по форме двух парабол, и профиль нижней и верхней лопасти образуется пересечением двух парабол, пересекаются под острым углом на передней кромке. Недостатком данной лопасти является малая рабочая площадь, что снижает подъемную силу.

Известны ТРД /2, 3/, имеющие входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло. Недостатком данной лопасти является малая рабочая площадь, что снижает подъемную силу.

Известны ТРД /2, 3/, имеющие входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло. Недостатком конструкций является малая эффективность, большие шумы.

Известен гаситель шума выходных газов двигателя внутреннего сгорания /4/, содержащий корпус с впускным и выпускными патрубками в виде сопряженных между собой тел вращения в форме эллиптических параболоидов вращения. Недостатком данной конструкции является эллиптический параболоид вращения, не обеспечивающий равномерного прохождения ламинарного потока газа, где скорость возрастает в узком пространстве по сравнению с широким пространством эллипса, что приводит к искажению и неполному шумопоглощению В/Ч составляющих звука.

Известны лопатки, профиль которых выполнен в виде квадратичной параболы, касающейся окружности /6/, где используется метод автора /5, стр.116-117/, который разработал метод профилирования межлопаточного пространства, где для спинки профиля используется парабола второго порядка и где используется метод профилирования параболистической спинки реактивной решетки, и парабола является огибающей проведенных прямых; затем можно строить кривую вогнутой поверхности профиля, которая может быть также параболой или окружностью, сопряженной с прямой, и используя получающийся межлопаточный канал плавно сужающимся. Автор /5, стр.171/ отмечает: без необходимости дополнительных экспериментальных исследований можно строить компрессорные решетки и рассчитывать их характеристики, используя богатый экспериментальный материал, накопленный при исследовании одиночных крыльев и винтов самолетов. Недостатком конструкций /5, 6/ является метод профилирования построения параболы второго порядка, который разработан и показан только для спинки решетки /лопатки/, для вогнутой поверхности допускается окружность, а для решетки вообще - профиль крыла или винта самолета; нет четкой математической формулировки построения параболы, что ведет к неопределенности и многочисленным испытаниям без набора статистики. В конструкции лопатки сечения, как правило, повернуты относительно друг друга /7/, угол закрутки в отдельных случаях достигает 30° и более. Известно /7/, что для построения перезадают расчетные координаты профиля для нескольких сечений при плавном переходе от одного сечения к другому, используя хорошо зарекомендованные исходные профили. Приведены лопатки с бандажными полками и без них. Недостатком конструкции лопаток является метод профилирования профиля лопатки, который не обеспечивает математически точный расчет; закрутка лопатки, хотя и повышает ее эффективность, но усложняет конструкцию. Лопатки с бандажными полками центробежный поток направляют в противоположную сторону, создавая шумы, снижая КПД. Лопатки без бандажных полок также снижают КПД, не направляя центробежный поток в рабочую сторону.

Глушитель шума выхлопных газов ДВС /SU 1745992 A1, 1992 г./, выполненный в форме тела вращения эллиптических параболоидов, в фокусном центре одного из тел вращения расположен выпускной клапан. Недостатком является то, что подавление высокочастотных шумов производится в ограниченном диапазоне частоты выхлопных газов, связанной с постоянством ограниченного пространства глушителя. Частота выхлопа меняется, а время пролета газа остается постоянным, происходит не вычитание, а сложение шума, появляется явление взрывного выхлопа. Кроме того, эллиптический параболоид не обеспечивает полную фокусировку по сравнению с параболоидом вращения.

Для повышения эффективности лопаток компрессора /турбины/ выходная и входная кромки пера образуются двумя параболами: У₁=К₁Х 1/2 , У₂=2R_o+K₂X 1/2 соответственно /ФИГ.1а/, касающимися окружности радиусом R≥2R_o, центр которой находится на расстоянии l≥2/3L, где L - проекция длины пера на координату Х. Изначально задают следующие величины:

- угол атаки и угол начального наклона пера α=/7°÷15°/;

- угол атаки - поворот входной кромки относительно потока, не показан;

- величины проекций длины пера L, где L=/0,05÷0,15/ м, и величины проекции положения центра окружности радиусом R - l≥2/3L;

- параметры начального радиуса - R_o=/1/5÷1/10/L и радиуса окружности - R=/2÷3/R_o. Коэффициенты К₁ и К₂ рассчитываются по формулам:

Профиль межлопаточного канала /ФИГ.2/; для построения параболы на двух нормальных прямых Р и N, отстоящих друг от друга на величину S, находят две точки А и В, которые выбираются предпочтительно опытным путем /5/. Далее проведем графическую постановку декартовых координат: линия Р будет соответствовать координате Х, а начало координат - У должно проходить через центр закругления выходной кромки радиусом R_o /ФИГ.2/. Кривые для спинки профиля и для корыта определяются двумя параболами: У₁=К₁Х 2 и У₂=2R_o+К₂Х 2 , где коэффициенты К₁ и К₂ рассчитываются по формулам: К₁=У₁/Х 2 ₁; К₂=(У₂-2R_o)X 2 ₂, где У₁=У₂, Х₁, Х₂=Х₁-2R • _o - координаты точек пересечения диаметра скругления, окружности входной кромки с линией N /ФИГ.2/. Для снижения свободных колебаний от ударных нагрузок газа и воздуха проект концы профиля межлопаточного канала механически замыкаются кольцом, предпочтительно в начале входной кромки и на выходной кромке (не показано). Профиль соседней решетки имеет декартовые координаты Х_о, У_о /ФИГ.3/.

Для повышения эффективности ТРД используется усеченный по фокус параболоид вращения У=Z 2 +X 2 , образованный вращением параболы У=Х 2 около оси / ось ОУ/ /ФИГ.3/ /8/. Используя для параболоида вращения каноническое уравнение для параболы вверх: Х 2 =2РУ, где Р - фокус параболы, вычислим радиус Х_о усеченного параболоида вращения при фокусе Р=У_о, получим: . Для формирования корпуса ТРД используем усеченный по фокус Р параболоид вращения, повернутый по горизонтали, образованный от вращения канонической параболы: У 2 =2РХ, /9, стр.211/, где радиус усеченного по фокус Р параболы будет равен: , общая площадь параболоида вращения равна: Х=У 2 +Z 2 .

Оперируя вращением усеченной параболы около оси /ось ОХ/, получим усеченный параболоид вращения. Используя этот метод, получим следующие уравнения парабол: - для корпуса компрессора: У 2 ₁=2Р₁Х о ₁; - для камеры сгорания: У 2 ₁=-2Р₂Х о ₂ (величина отрицательная, так как парабола повернута на 180° относительно оси Х); - для форсажной камеры: У 2 ₂=2Р₃Х₃; - для реактивного сопла: У 2 ₂=-2Р₄Х о ₄ (минус аналогично форсажной камере); где Х о _i=/X_i-P_i/, при этом начало декартовых координат соответствует каждой камере свое /ФИГ.4/. При этом КПД ТРД повышается до 15%. На чертеже ФИГ.1а изображена проекция пера - 1 с хвостовиком - 5, 2 - загиб конца пера на угол β=/45°÷60°/, У₁ и У₂ - спинка и корыто пера соответственно, показано направление вращения пера компрессора, вращение пера турбины противоположное /не показано/. На чертеже ФИГ.1b, ФИГ.1с и ФИГ.1d изображены общий вид лопатки, ее профиль и проекция профиля, где 1 - лопатка, 2 - радиальный загиб пера на угол β=/45°÷60°/, 3 - перо, 4 - полка хвостовика, 5 - хвостовик. На чертеже ФИГ.2 изображен профиль межлопаточного канала, где У₁ и

У₂ - параболы спинки и корыта соответственно, R • _o и R_o - скругление входной и выходной кромок соответственно. На чертеже ФИГ.3 изображен параболоид вращения - У=X 2 . Усеченная часть параболоида вращения находится выше фокусного расстояния - Р. На чертеже ФИГ.4 изображен общий вид ТРД, где 1 - входное сопло, 2 - компрессор, 3 - камера сгорания, 4 - турбина, 5 - форсажная камера, 6 - реактивное сопло, 7, 9 - кольца системы уменьшения шумов входного и реактивного сопла в трех точках соединены с кольцом и вынесены из зоны потока газовой и воздушной струи; 8, 10 - штанги, соединенные через демпфирующее устройство - 11 с корпусом для взаимного гашения свободных колебаний.

Цель изобретения - повышение тяги - достигается применением параболообразных лопаток с повышенной рабочей площадью при конструировании турбины и компрессора, использованием параболоида вращения, усеченного по фокус при конструировании корпусов компрессора, камеры сгорания, форсажной камеры и реактивного сопла, чего нет у прототипов /2 и 3/ до 15%. Достигается снижение шумов более 20% за счет механического замыкания проект кольцом решеток межлопаточного канала, проект концов лопаток компрессора и турбины; за счет замыкания входного и реактивного сопла через штангу и демпфирующее устройство на корпус ТРД, гасящие свободные колебания, возникающие в колоколообразных этих устройствах при ударных воздействиях воздуха и газа.

Воздух, попадая через входное сопло, нагнетается параболообразными лопатками компрессора в теле усеченного параболоида вращения в камеру сгорания, где смешивается с топливом, которое, сгорая, создает повышенное газовое давление, которое, в свою очередь, вращает лопатки турбины. Далее газовый поток попадает в форсажную камеру, где дополнительно получает повышенное давление за счет сгорания дополнительного топлива, и этот газовый поток вылетает через ракетное сопло, выполненное, в свою очередь, в виде усеченного параболоида вращения, создавая поток, параллельный оси реактивного сопла. При этом КПД ТРД возрастает примерно на 15% по сравнению с /2, 3/. Шумы снижаются более 20% за счет механически замкнутых кольцом лопаток компрессора и турбины, а также за счет замкнутости конца входного и реактивного сопла не менее чем в трех точках с кольцом, которое через штангу и демпфирующее устройство замкнуто на корпус ТРД, взаимно гася свободные колебания. Проведенные сравнительные испытания на изготовленном макете лопатки параболообразной формы и /2/ показали повышение КПД примерно на 10%.

1. Патент №2228882, от 20.05.2004 г.

2. БОЛЬШАЯ СОВЕТСКАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ, т.25, М.: СОВ. ЭНЦ., 1977 г.

3. Патент №2109974, от 10.09.1998 г.

4. ПАТЕНТ №1745992 от 11.09.92 Г.

5. СТЕПАНОВ Г.Ю. ОСНОВЫ ТЕОРИИ ЛОПАТОЧНЫХ МАШИН. КОМБИНИРОВАННЫЕ И ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ. М.: МАШГИЗ, 1958 г.

6. УВАРОВ В.В. И ДР. ЛОКОМОТИВНЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ. М.: МАШГИЗ, 1962 г.

7. ВЬЮНОВ С.А. И ДР. КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. М.: МАШИНОСТРОЕНИЕ, 1989 г.

8. М.Я.ВЫГОДСКИЙ. СПРАВОЧНИК ПО ВЫС. МАТЕМАТИКЕ. М.: ГОС. ИЗД. ФИЗИКО-МАТЕМАТИЧЕСКОЙ ЛИТ. 1962 г.

9. СПРАВОЧНИК ПО МАТЕМАТИКЕ. БРОНШТЕЙН И.Н. И ДР. М.: ГОС. ИЗД. ТЕХНИКО-ТЕОРЕТИЧЕСКОЙ ЛИТ. 1957 г.

10. ТЕХНИКА МОЛОДЕЖИ, №889, ОКТЯБРЬ, 2007 г. /СТР.31/.

1. Турбореактивный двигатель - ТРД, имеющий входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло, лопатки компрессора, турбины, профиль межлопаточного канала, отличающийся тем, что выходная и входная кромки пера лопатки образуются двумя параболами: У₁=K₁X 1/2 ,
У₂=2К_о+К₂Х 1/2 , касающимися окружности радиусом R≥2R_o, центр которой находится на расстоянии 1≥(2/3)L, где L - проекция длины пера на координату X; изначально задают следующие величины: угол атаки и угол наклона α=(7°-15°), параметры начального радиуса R_o=(1/5-1/10)L, радиус окружности R=(2-3)R_o, величины проекций длины пера L=(0,05-0,15) м, и центра окружности радиусом R
1≥(2/3)L; коэффициенты K₁ и K₂ рассчитываются по формулам: К₁=У_1А/Х 1/2 _1А; K₂=(У_2В-2R_o)/X l/2 _2В, где точки А и В - точки касания параболами У₁ и У₂ окружности радиусом R, точка А находится пересечением угла наклона α=(7°-15°) с перпендикуляром, восстановленным из точки 1≥(2/3)L; точка В - конец диаметра, отложенного от точки А окружности радиусом R на восстановленном перпендикуляре; профиль корыта пера и его спинки образуются пересечением двух парабол: У₃=К₃Х 1/2 , У₄=2R • _o+K₄X l/2 , где коэффициенты К₃ и К₄ выбираются из следующих величин: К₃=(1-3), К₄=(0,4-0,8)К₃; выходная кромка пера закруглена радиусом R • ≥R • _o, конец пера загнут радиально радиусом R≥R_o на угол β=(45°-60°).

2. ТРД по п.1, отличающийся тем, что при построении корпуса ТРД используется форма усеченного параболоида вращения, полученного при вращении около оси /ОХ/ следующих усеченных парабол: для корпуса компрессора У 2 ₁=2P₁X o ₁, для камеры сгорания У 2 ₂=-2Р₂Х о ₂, для форсажной камеры: У 2 ₂=2P₃X o ₃, для реактивного сопла: У 2 ₂=-2Р₄Х о ₄; где X o _i=(X_i-P_i) для своих декартовых координат, соответственно; входное сопло и выходное реактивное сопло в трех и более точках соединены механически с кольцом, которое через штангу и демфирующее устройство соединено с корпусом ТРД.

3. ТРД по п.1, отличающийся тем, что профиль межлопаточного канала определяется двумя параболами для спинки профиля и для корыта соответственно: У₁=K₁X 2 , У₂=2R_о+К₂Х 2 , коэффициенты K₁ и К₂ рассчитывают по формулам: K₁=У₁/X 2 , K₂=(У₂-2R_o)/X 2 ₂, где R_o - радиус округления выходной кромки пересечением окружности скругления входной кромки R_o с линией N; задают линии Р и N с расстоянием S между ними.

Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, содержащимся в воздухе. За счёт реакции окисления рабочее тело нагревается и, расширяясь, истекает из двигателя с большой скоростью, создавая реактивную тягу.

Воздушно-реактивные двигатели используются, как правило, для приведения в движение аппаратов, предназначенных для полётов в атмосфере.

Содержание

История

История воздушно-реактивных двигателей неразрывно связана с историей авиации. Прогресс в авиации на всём протяжении её существования обеспечивался, главным образом, прогрессом авиационных двигателей, а всё возраставшие требования, предъявляемые авиацией к двигателям, являлись мощным стимулятором развития авиационного двигателестроения.

Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу в 1791 году. [источник не указан 399 дней] Первые проекты самолётов с воздушно-реактивным двигателем были созданы в 60-е годы XIX века П. Маффиотти (Испания), Ш. де Луврье (Франция) и Н. А. Телешовым (Россия) [1] . В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. [источник не указан 399 дней]

Первым самолётом, поднявшимся в небо с турбореактивным двигателем (ТРД) HeS 3 конструкции фон Охайна, был He 178 [источник не указан 399 дней] (фирма Хейнкель Германия), управляемый лётчиком-испытателем флюг-капитаном Эрихом Варзицем (27 августа 1939 года). Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) все поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч, [источник не указан 399 дней] но при этом был менее экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были бо́льшие скорости взлёта и посадки, чем у поршневых самолётов, из-за чего ему требовалась более длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием.

Впервые в СССР проект реального истребителя с ВРД разработанным А. М. Люлькой, в марте 1943 года предложил начальник ОКБ-301 М. И. Гудков. Самолёт назывался Гу-ВРД [2] . Проект был отвергнут экспертами, главным образом, в связи с неверием в актуальность и преимущества ВРД в сравнении с поршневыми авиадвигателями.

В послевоенные годы реактивное двигателестроение открыло новые возможности в авиации: полёты на скоростях, превышающих скорость звука, и создание самолётов с грузоподъёмностью, многократно превышающей грузоподъёмность поршневых самолётов.

Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як-15 (1946 г), разработанный в рекордные сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном КБ В. Я. Климова под обозначением РД-10. [3]

Первым отечественным реактивным пассажирским авиалайнером был Ту-104 (1955 г), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500 (АМ-3М-500), разработанными в КБ А. А. Микулина.

Запатентованный ещё в 1913 г, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на сверхзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД . [5] Далее в течение десяти лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые, [6] [неавторитетный источник?] а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) был изобретён в XIX веке шведским изобретателем Мартином Вибергом. [источник не указан 399 дней] Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric), кроме того, благодаря простоте и дешевизне, маленькие двигатели этого типа стали очень популярны среди авиамоделистов, и в любительской авиации, и появились коммерческие фирмы, производящие на продажу для этих целей ПуВРД и клапаны к ним (быстроизнашивающаяся запчасть). [9]

Общие принципы работы

Реактивная тяга

Воздушно-реактивный двигатель — реактивный двигатель, развивающий тягу за счёт реактивной струи рабочего тела, истекающего из сопла двигателя. С этой точки зрения ВРД подобен ракетному двигателю (РД), но отличается от последнего тем, что большую часть рабочего тела он забирает из окружающей среды — атмосферы, в том числе и кислород, используемый в ВРД в качестве окислителя. Благодаря этому ВРД обладает преимуществом в сравнении с ракетным двигателем при полётах в атмосфере. Если летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем должен транспортировать как горючее, так и окислитель, масса которого больше массы горючего в 2-8 раз, в зависимости от вида горючего, то аппарат, оснащённый ВРД должен иметь на борту только запас горючего.

Рабочее тело ВРД на выходе из сопла представляет собой смесь продуктов сгорания горючего с оставшимися после выгорания кислорода фракциями воздуха. Если для полного окисления 1 кг керосина (обычного горючего для ВРД) требуется около 3,4 кг чистого кислорода, то, учитывая, что атмосферный воздух содержит лишь 23 % кислорода по массе, для полного окисления этого горючего требуется 14,8 кг воздуха, и, следовательно, рабочее тело, как минимум, на 94 % своей массы состоит из исходного атмосферного воздуха. На практике в ВРД, как правило, имеет место избыток расхода воздуха (иногда — в несколько раз, по сравнению с минимально необходимым для полного окисления горючего), например, в турбореактивных двигателях массовый расход горючего составляет 1 % — 2 % от расхода воздуха. [10] Это позволяет при анализе работы ВРД, во многих случаях, без большого ущерба для точности, считать рабочее тело ВРД, как на выходе, так и на входе, одним и тем же веществом — атмосферным воздухом, а расход рабочего тела через любое сечение проточной части двигателя — одинаковым.

Динамику ВРД можно представить следующим образом: рабочее тело, поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Из баланса импульса, получается простое выражение для реактивной тяги ВРД: [10]

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

(1)

Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя), — секундный расход массы рабочего тела через двигатель. Очевидно, ВРД эффективен (создаёт тягу) только в случае, когда скорость истечения рабочего тела из сопла двигателя превышает скорость полёта: .

Скорость истечения газа из сопла 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 (отношения давления на входе в сопло к давлению на его срезе).

Химический состав рабочего тела для всех ВРД можно считать одинаковым, что же касается температуры, и степени расширения, которые достигаются рабочим телом в процессе работы двигателя — имеют место большие различия для разных типов ВРД и разных образцов ВРД одного типа.

С учётом вышесказанного можно сформулировать и главные недостатки ВРД в сравнении с РД:

ВРД работоспособен только в атмосфере, а РД — в любой среде и в пустоте.
ВРД эффективен только до некоторой, специфической для данного двигателя, предельной скорости полёта, а тяга РД не зависит от скорости полёта.
ВРД значительно уступает ракетному двигателю в удельной тяге по массе — отношении тяги двигателя к его массе. Например, для ТРД АЛ-31ФП этот показатель равен 8.22, а для ЖРДНК-33 — 128. Это означает, что при одной и той же тяге ракетный двигатель в несколько раз (иногда, более чем в десять раз) легче ВРД. Благодаря этому РД успешно конкурируют с ВРД в нише скоростных крылатых ракет относительно небольшого радиуса действия — ЗУР, воздух-воздух, воздух-поверхность, для которых необходимость иметь на борту запас окислителя компенсируется меньшей массой двигателя.

Термодинамические свойства

Термодинамика процесса превращения тепла в работу для ПВРД и ТРД описывается циклом Брайтона, а для ПуВРД — циклом Хамфри. В обоих случаях полезная работа, за счёт которой формируется реактивная струя, выполняется в ходе адиабатического расширения рабочего тела в сопле до уравнивания его статического давления с забортным, атмосферным. Таким образом, для ВРД обязательно условие: давление рабочего тела перед началом фазы расширения должно превышать атмосферное, и чем больше — тем больше полезная работа термодинамического цикла, и выше КПД двигателя. Но в окружающей среде, из которой забирается рабочее тело, оно находится при атмосферном давлении. Следовательно, чтобы ВРД мог работать, необходимо тем или иным способом повысить давление рабочего тела в двигателе по отношению к атмосферному. Основные типы ВРД (прямоточный, пульсирующий и турбореактивный) различаются, в первую очередь, способом, которым достигается необходимое повышение давления.

Эффективность

Эффективность ВРД определяют несколько КПД или коэффициентов полезного действия.

$\frac <c> Зависимость полётного КПД от отношения$

$\eta_n=\frac<2> Эффективность ВРД как движителя определяет полётный или тяговый КПД: >$
(3)

Сравнивая формулы (1) и (3) можно прийти к выводу, что чем выше разница между скоростью истечения газов из сопла и скоростью полета, тем выше тяга двигателя и тем ниже полетный КПД. При равенстве скоростей полета и истечения газов из сопла полетный КПД будет равен 1, то есть 100 %, но тяга двигателя будет равна 0. По этой причине проектирование ВРД является компромиссом между создаваемой им тягой и его полетным КПД.

$\eta_o = \eta_n \cdot \eta_e$

Общий или полный КПД ВРД является произведением двух приведенных выше КПД: (4)

Воздушно-реактивные двигатели можно разбить на две основные группы. ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. И ВРД непрямой реакции, в которых тяга кроме или вместо реактивной струи создается посредством использования специального движителя, например пропеллера или несущего винта вертолёта. Применяется также классификация по признаку наличия механического воздушного компрессора в тракте двигателя: в этом случае ВРД подразделяются на бескомпрессорные (ПВРД с его вариантами, ПуВРД с его вариантами) — и компрессорные, где компрессор приводится от газовой турбины — ТРД, ТРДД, ТВД с их вариантами, а также мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, в котором компрессор приводится не от турбины, а от отдельного двигателя внутреннего сгорания (с воздушным винтом или без него).

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается и сжимается, на входе в камеру сгорания давление рабочего тела достигает максимального значения на всём протяжении проточной части двигателя.
Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.
Расширяясь в сопле, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Дозвуковые прямоточные двигатели

Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.

Из-за низкой степени повышения давления при торможении воздуха на дозвуковых скоростях (максимально — 1,9 при М=1) эти двигатели имеют очень низкий термический КПД (16,7% при М=1 в идеальном процессе, без учёта потерь), вследствие чего они оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.

Сверхзвуковые прямоточные двигатели

СПВРД предназначены для полётов в диапазоне 1-5 Махов. Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.

Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с осесимметричным входным устройством с центральным телом.

Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых скорость потока снижается. В последнем скачке скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.

Фактором, ограничивающим рабочие скорости СПВРД сверху, является температура заторможенного воздуха, которая при M>5 превышает 1500 °C, и существенный дополнительный нагрев рабочего тела в камере сгорания становится проблематичным из-за ограничения жаропрочности конструкционных матриалов.

Гиперзвуковой ПВРД

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД, англ. Scramjet ) — ПВРД , работающий на скоростях полёта свыше пяти Махов и предназначенный для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с гиперзвуковым ПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.

Теоретически ГПВРД позволяет добиться более высоких полётных скоростей, по сравнению с СПВРД, за счёт того, что входной поток воздуха в ГПВРД тормозится лишь частично, так что течение рабочего тела на протяжении всей проточной части двигателя остаётся сверхзвуковым. При этом поток сохраняет бо́льшую часть своей начальной кинетической энергии, а повышение его температуры при торможении и сжатии относительно невелико. Это позволяет значительно разогреть рабочее тело, сжигая горючее в сверхзвуковом потоке, и, расширяясь, оно истекает из сопла со скоростью, превышающей скорость полёта.

Ядерный прямоточный двигатель

Во второй половине 50-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором. Источником энергии этих двигателей является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором, размещённым на месте камеры сгорания. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждает его и нагревается сам до температуры около 3000 К [источник не указан 399 дней] , а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных жидкостных ракетных двигателей. [источник не указан 399 дней]

В 1941 году инженер A.M. Люлька, впоследствии генеральный конструктор, академик, получил авторское свидетельство (Авт. свид. СССР №117179, 1941) на газодинамическую схему двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД).

В ТРДД было предложено распределять энергию топлива на массу газа, что при той же тяге двигателя позволило уменьшить расход топлива. Сущность изобретения Люльки состоит в том, что тяга двигателя R≈G_г⋅(W_c-V_п) в заданных условиях полета (V_п=const) зависит от расхода газа G_г и скорости его истечения W_c, но при этом не безразлично, в какой пропорции находятся эти величины. Дело в том, что скорость истечения газа, как известно, пропорциональна корню из температуры газа перед соплом соответственно, температура газа пропорциональна квадрату скорости истечения, т.е. Поэтому, увеличивая расход газа и снижая скорость его истечения, мы снижаем температуру быстрей, чем увеличиваем расход G_г, а следовательно, общее количество используемой энергии (энтальпии) где с_р - удельная теплоемкость газа, для получения той же тяги R будет снижаться, что означает повышение эффективности использования энергии топлива воздушно-реактивным двигателем (ВРД).

Газодинамическая схема A.M. Люльки сегодня является наиболее эффективной схемой для дозвуковых ВРД.

Воздушно-реактивные двигатели выступают в двух качествах: как тепловая машина и как движитель. Как тепловая машина ВРД характеризуется эффективным к.п.д. η_е. Как движитель ВРД характеризуется полетным к.п.д. η_п. В целом ВРД характеризуется общим к.п.д. η_о, который определяется как произведение первых двух η_о=η_е⋅η_п.

Академиком Б.А. Стечкиным получено соотношение (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 50), позволяющее определять полетный к.п.д. ТРДД

где R - тяга двигателя, G_в - расход воздуха, V_п - скорость полета.

Принимая во внимание, что расход воздуха через двигатель для заданных условий полета (Н=const, V_п=const) определяется как G_в≈const⋅d 2 , получаем

где d - диаметр вентилятора,

где М - число Маха,

q(λ_в) - плотность тока на входе в вентилятор,

- давление торможения наружного потока,

σ_вx - коэффициент восстановления давления во входном устройстве,

- относительный диаметр втулки вентилятора.

Из (1) следует, что если известны (заданы) условия полета и тяга двигателя, то полетный к.п.д. ТРДД определяется диаметром его вентилятора (чем больше диаметр вентилятора, тем больше полетный к.п.д.).

Для дозвуковых ТРДД крейсерскими условиями полета являются: высота Н=10 км и скорость М=0,8. Потребный диапазон тяг в условиях крейсерского полета составляет R=3000…7000 кгс.

На фиг. 1 показаны значения полетных к.п.д. ТРДД, полученные в соответствии с формулой (1) при q(λ_в)=0,85, σ_вx=0,98, в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) для различных R и d.

Диаметры вентиляторов современных ТРДД (TRENT 1000, GE90 и др.) приблизились к своим предельным значениям (d=3,0…3,2 м), из чего следует, что возможности ТРДД Люльки как движителя исчерпаны.

В ТРДД используется термодинамический цикл Брайтона, термический к.п.д. которого определяется как где π_Σ - суммарная степень повышения давления в цикле, k_г - показатель адиабаты. Эффективный к.п.д. ТРДД как минимум на 20% ниже термического к.п.д., т.е. Суммарные степени повышения давления современных ТРДД достигли 45. Повышение π_Σ более 45 ведет к росту доли внутренних потерь в цикле Брайтона и, как следствие, снижению эффективного к.п.д. (там же, с. 35, рис. 1.15), а следовательно, возможности ТРДД Люльки как тепловой машины также исчерпаны.

Максимальный общий к.п.д., который теоретически может иметь ТРДД Люльки, составляет ~ 40%.

Целью изобретения является повышение общего к.п.д. ТРДД до 50% и более.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло (патент RU 2669420 С1, 2018).

Для достижения поставленной цели автором использован метод внутренних термодинамических циклов (Письменный В.Л. Внутренние термодинамические циклы // М. - Конверсия в машиностроении. 2006, №3. С. 5-10).

Поставленная цель достигается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, состоящим из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло, выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что повышение перепада давлений в турбине больше располагаемого (отношение давления перед турбиной к атмосферному давлению) и передача всей теплоты выхлопных газов из внутреннего контура ТРДД в наружный позволяет увеличить работу цикла тепловой машины без дополнительных затрат энергии.

Предпочтительно иметь: температуру газа пред турбиной более 2300 К, суммарную степень повышения давления воздуха более 40, степень повышения давления воздуха в вентиляторе 2,0…2,5, диаметр вентилятора более 3-х метров.

На фиг. 1 показана зависимость полетного к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;

на фиг. 2 показана схема ТРДД;

на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД;

на фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. ТРДД от суммарной степени повышения давления в двигателе и степени повышения давления в вентиляторе.

Воздушно-реактивный двигатель (фиг. 2) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров.

Во внутреннем контуре расположены: компрессор 3, камера сгорания 4, турбина 5, полость низкого давления (газовые каналы) теплообменника-регенератора 6, выходной патрубок 7, расположенный на входе в вентилятор 2. Между компрессором и вентилятором расположен редуктор.

Внешний контур представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся сужающимся соплом 8. Внутри внешнего контура расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора 6, которые соединяют полость за вентилятором 2 с соплом 8. Внутренняя полость теплообменника 6 с одной стороны соединена с выходом из турбины 5, а с другой стороны - с входом в вентилятор 2 (через патрубок 7).

Работа двигателя не отличается от работы ТРДД (Авт. свид. СССР № 117179, 1941) за исключением работы теплообменника 6.

Горячий газ из турбины 5 истекает во внутреннюю полость теплообменника 6. Охлажденный в теплообменнике 6 газ через патрубок 7 истекает в полость, расположенную на входе в вентилятор 2. С целью улучшения теплообмена горячий газ в теплообменнике 6 принудительно (за счет кинетической энергии газа) циркулирует. Статическое давление за турбиной поддерживается ниже атмосферного. Вентилятор 2 за счет создаваемого им разряжения на входе выкачивает газ из газовой полости теплообменника 6, кроме этого, скорость истечения газа из турбины 5 делают повышенной, что способствует еще большему понижению статического давления.

Для поддержания температуры газа перед турбиной 2300 К и более используется воздушно-жидкостное охлаждение лопаток турбины (патент RU 2612482 С1, 2017). Для этих целей на борту летательного аппарата имеется запас воды.

На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (фиг. 2) в Р-υ координатах. Здесь Lц₁ - внешний цикл (цикл к которому подводится энергия), реализуемый во внутреннем контуре ВРД; Lц₂ - внутренний цикл (цикл, использующий энергию внешнего цикла), реализуемый во внешнем контуре ТРДД; Q₁ и Q₂ - подведенная и отведенная в цикле ТРДД теплота, соответственно. Термический к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 2) определяется как η_t=η_t1+η_t2-η_t1⋅η_t2, где η_t1 - термический к.п.д. первого цикла, η_t2 - термический к.п.д. второго цикла.

Внешний и внутренний циклы (фиг. 3) являются циклами Брайтона, термические к.п.д. которых определяются степенями повышения давления в соответствующих конурах двигателя Эффективный к.п.д. цикла Брайтона в составе ГТД обычно на 20% меньше термического к.п.д. В нашем случае цикл Lц₁ имеет полезную работу большую, чем аналогичный цикл Брайтона (на величину затененной площади), кроме этого, внутренние потери в цикле Lц₂ минимизированы, поэтому отличия эффективных к.п.д. циклов Lц₁ и Lц₂ от термических к.п.д. аналогичных циклов Брайтона будут как минимум в два раза меньше, чем в классическом ГТД. Для оценки эффективного к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 3) примем расчетную формулу η_е≈0,9⋅η_t.

На фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. η_е цикла ТРДД (рис. 3) от суммарной степени повышения давления π_Σ и степени повышения давления в вентиляторе π_в. Степень повышения давления в вентиляторе π_в=1,5…2,5 выбирается из условия обеспечения докритического (критического) течения газа в сужающемся сопле, что необходимо для получения максимальных значений полетного к.п.д. (фиг. 1).

Видно (фиг. 4), что эффективный к.п.д. ТРДД (фиг. 2) в зависимости от π_Σ и π_в превосходит аналогичный к.п.д. ТРДД Люльки (η_е ~ 50%) на 8…15%, то есть в 1,16…1,3 раза. Соответственно, общий к.п.д. ТРДД (фиг. 2) составит 46…52% и более, что является абсолютным максимумом среди известных ВРД.

Повышение общего к.п.д. ТРДД до 50…52% означает уменьшение расхода топлива по отношению к ТРДД пятого поколения на 20…25%, что позволяет при прочих равных условиях увеличить полезную нагрузку летательного аппарата на массу сэкономленного топлива, снизить стоимость авиационных перевозок.

Доля затрат на авиатопливо в общих расходах авиакомпаний сегодня приближается к 30%. Снижение расхода топлива на указанные 20…25% эквивалентно снижению общих расходов авиакомпаний на 5…7%, что в стоимостном выражении составляет более 10 млрд. долларов в год.

Иллюстрации к изобретению RU 2 701 034 C1

Реферат патента 2019 года ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок. Внутри внешнего контура расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло. Выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор. Изобретение позволяет повысить перепад давлений в турбине, передать всю теплоту из внутреннего контура во внешний контур, что позволяет повысить общий к.п.д. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Формула изобретения RU 2 701 034 C1

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло, отличающийся тем, что выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор.

2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что температура газа перед турбиной более 2300 К.

3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что суммарная степень повышения давления воздуха более 40, а степень повышения давления воздуха в вентиляторе 2,0…2,5.

4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что диаметр вентилятора более трех метров.

Новые технологии

Большинство современных самолетов используют реактивные двигатели

Мы живем в эпоху реактивной авиации – это знакомо любому, даже не слишком сведущему в технических вопросах, человеку. Поршневой мотор с традиционным винтом, хотя и не совсем канул в Лету, но лидирующие позиции он сдал давным-давно. Подавляющее большинство современных самолетов – пассажирских, транспортных и военных – оснащены различными типами реактивных двигателей. Именно благодаря моторам подобно конструкции авиация превратилась в удобный, массовый и быстрый вид транспорта.

Реактивный двигатель (РД) – это двигатель, создающий силу тяги путем преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую рабочего тела. Оно истекает из сопла со значительной скоростью, и, согласно закону сохранения импульса, толкает его в противоположную сторону. Это и есть принцип работы реактивного двигателя. Особенностью РД является его сочетание с движителем, усилие тяги он создает только за счет контакта с рабочим телом, без опоры или взаимодействия с иными объектами. Первым прототипом РД можно назвать шар Герона, созданный еще в I веке н. э.

В наши дни основной областью применения реактивного двигателя является авиация и ракетостроение, но не только. Их пытались устанавливать на поезда и автомобили, правда, широкого распространения такие транспортные средства так и не получили. Турбины используются при перекачке природного газа, причем многие из подобных агрегатов разработаны на базе авиационных ВРД и имеют аналогичный принцип действия.

В данном материале мы подробно коснемся конструкции устройств, относящихся к реактивным двигателям. Рассмотрим, как работает реактивный двигатель, представим их классификацию, а также основные особенности применения.

Немного теории или как летают самолеты

Любой реактивный двигатель – это сложнейший механизм, состоящий из огромного числа элементов

Основным параметром, определяющим характеристики работы любого реактивного двигателя, является тяга (или сила тяги), которую мотор развивает в сторону движения летательного аппарата. Она описывается формулой:

P = G × (c – v), где P – сила тяги, G – расход рабочего тела в секунду, c – скорость истечения реактивной струи, v – скорость полета.

Для ее создания необходимо несколько составляющих:

Источник первичной энергии, превращающийся в кинетическую энергию реактивной струи;
Рабочее тело, которое образует поток и выбрасывается из РД;
Сам реактивный двигатель, где происходят обозначенные процессы.

В ВРД в качестве первичной используется энергия сгорания химических веществ, то есть – это типичный тепловой двигатель. Главное условие функционирования подобной системы – превышение давления рабочего тела над атмосферным перед началом цикла расширения. Причем чем больше эта разница, тем выше эффективность ВРД. Все существующие в настоящий момент типы реактивных двигателей в первую очередь отличаются способом достижения этого перепада давлений, именно он и определяет их основные технические особенности.

Рабочее тело воздушных реактивных двигателей представляет собой смесь продуктов сгорания топлива с фракциями воздуха, оставшимися после использования кислорода. Для окисления 1 кг керосина – основного топлива для реактивных двигателей – необходимо примерно 15 кг воздуха.

В состав конструкции любого ВРД входит камера сгорания, где происходит окисление горючего, и реактивное сопло, из которого выбрасывается раскаленный газ, а тепловая энергия превращается в кинетическую, создавая при этом тягу.

История развития реактивных двигателей

Эволюция реактивных двигателей неразрывно связана с развитием авиации. На протяжении практически всей ее истории улучшение характеристик летательных аппаратов обеспечивалось главным образом непрерывным совершенствованием авиамоторов.

Первые самолеты были оснащены поршневыми двигателями, и подобная ситуация оставалась неизменной на протяжении нескольких десятилетий. Постепенно их конструкция улучшалась, возрастала мощность, уменьшался расход топлива. Но к середине 40-х годов прошлого века стало понятно, что поршневой двигатель самолета достиг своего предела, и для дальнейшего развития необходимы совершенно другие технологии и новые конструкторские решения.

Попытки создания летательных аппаратов с реактивным двигателем предпринимались еще на заре авиации. В 1913 году французский инженер Лорен получил патент на конструкцию прямоточного реактивного двигателя (ПВРД). В 1921 году француз Максим Гийом создал проект двигателя, имевшего основные элементы современного воздушно-реактивного двигателя: камеру сгорания, компрессор и одну турбину, приводимую в движение выхлопными газами. Однако изобретатель так и не смог никого заинтересовать своим проектом. В 1928 году авиатор Фриц Стамер впервые поднялся в небо на аппарате с ракетным приводом.

Немецкий “самолет-снаряд” Фау-1 с ПуВРД на стартовой позиции. Именно такими гитлеровцы обстреливали Лондон

Интересовались изучением данной темы и в России. Важный вклад в развитие реактивного движения внесли Кибальчич, Жуковский, Мещерский, Циолковский. Последний сделал обоснование полета ракеты с жидкостным двигателем (ЖРД), а также описал многие особенности его конструкции.

В 1930 году англичанин Фрэнк Уиттл получил патент на конструкцию работоспособного турбореактивного двигателя, позже он основал компанию, создавшую первые британские РД. В 1935 году немецкий изобретатель Ганс фон Охайн разработал турбореактивный двигатель HeS, а в 1939 году в небо поднялся первый в мире летательный аппарат с ТРД. Скорость первого самолета с реактивным двигателем He 178 была выше, чем у самой быстрой поршневой машины (700 против 650 км/ч), правда, при этом он был менее экономичен и, соответственно, имел меньший радиус действия.

Немецкий Me.262 – один из первых серийных самолетов с ТРД

После войны началась настоящая эра реактивной авиации: ведущие мировые державы занялись интенсивной разработкой ВРД. Уже в 1946 году был создан первый советский реактивный Як-15 на основе трофейных немецких двигателей Jumo-004, а через год в КБ Люльки появился отечественный турбореактивный ТР-1. В 1947 году на вооружение был принят истребитель МиГ-15, оснащенный мотором РД-45. В середине 50-х годов началось серийное производство первого советского пассажирского реактивного самолета Ту-104. К этому времени СССР превратился в одного из лидеров в области авиационного моторостроения. Дальнейшее развитие технологий позволило создать двигатели, с помощью которых самолеты сначала преодолели звуковой барьер, а затем вышли на сверхзвук.

Какими бывают реактивные моторы?

В настоящее время существует множество типов реактивных двигателей, поэтому классификация их довольно сложна.

Классификация авиационных двигателей

Подобные силовые установки можно разделить на две большие группы:

Ракетный двигатель. Он несет все компоненты для создания рабочего тела, поэтому способен работать в любой среде, в том числе и безвоздушном пространстве.

Воздушно-реактивный двигатель (ВРД), использующий для движения смесь из атмосферного воздуха и продукты сгоревшего топлива.

Благодаря такому принципу работы ВРД имеет большие преимущества перед ракетными двигателями при использовании в пределах земной атмосферы. Любая ракета, кроме топлива, должна нести еще и окислитель, масса которого может в несколько раз превышать вес горючего. В отдельную категорию следует выделить силовые установки, для работы которых используется ядерная или электрическая энергия. С точки зрения энергетической эффективности, химические ракеты уже достигли предела своих возможностей, поэтому для покорения далекого космоса человечеству придется использовать что-то другое.

ВРД можно разделить на две большие группы:

К первой категории относятся устройства, у которых двигатель и тепловая машина не совмещаются в одном агрегате – их условно можно назвать турбовинтовыми. У таких моторов мощность, вырабатываемая турбиной, заставляет вращаться лопасти винта. Именно он создает большую часть тяги (80-85%). У двигателей второй группы тепловая машина и движитель образуют единое целое, а тяга создается за счет газового потока из сопла.

Во вторую группу входят следующие типы моторов:

турбореактивный (ТРД);
турбовентиляторный (ТРД с высокой степенью двухконтурности);
прямоточный;
ракетно-прямоточный;
пульсирующий воздушно-реактивный (ПуВРД).

Есть еще электродвигатели: асинхронный и синхронный реактивный. Они называются так, потому что их роторы вращаются за счет реакций сил магнитного притяжения, но это не имеет отношения к законам реактивного движения.

Особенности конструкции турбореактивного двигателя

ТРД состоит из следующих элементов:

входного устройства;
компрессора;
камеры сгорания;
турбины;
сопла.

Во время полета набегающий поток воздуха тормозится во входном устройстве: его скорость превращается в давление. Далее струя воздуха поступает в компрессор, который еще больше увеличивает степень ее сжатия. В камере сгорания происходит нагревание при сжигании топлива. Из нее предельно разогретый и сжатый поток направляется в турбину. Там газы совершают работу, вращая лопатки, которая передается компрессору и другим вспомогательным агрегатам.

Конструкция турбореактивного двигателя

При выходе из турбины ТРД газ имеет давление, значительно превосходящее атмосферное. Благодаря этому достигается высокая скорость его истечения из выходного сопла, что создает реактивную тягу.
В 60-е и 70-е годы прошлого столетия ТРД широко применялись на различных типах гражданских и военных самолетов. Позже им на смену пришли двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), имеющие лучший КПД, особенно при полетах на дозвуковых скоростях. По существу, сегодня они являются основными моторами современной авиации. Каков же принцип работы ВРД подобного типа?

Внутренний (первый) контур любого ТРДД представляет собой, по сути, обычный турбореактивный двигатель. Воздух, пройдя воздухозаборник, попадает в низконапорный компрессор, называемый еще вентилятором. После этого он разделяется на два потока: один, из которых попадает во внутренний контур, где проходит обычный для ТРД цикл, описанный выше. Второй входит в наружный контур, минуя турбину и камеру сгорания, и попадает в сопло, где смешивается с потоком, выходящим из первого контура. Такой тип двигателя называется ТРДД со смешением потоков.

Благодаря наличию внешнего контура общая скорость истечения газа из сопла уменьшается, что повышает тяговый КПД. Важнейшей характеристикой любого ТРДД является степень его двухконтурности – это отношение расхода воздуха через внутренний и внешний контур. Двигатели с большой степенью двухконтурности (выше 2) называются турбовентиляторными. Главным недостатком моторов этого типа является их значительные размеры и масса, а достоинством – высокая экономичность. Турбовентиляторными двигателями оснащается большинство коммерческих авиалайнеров и транспортных самолетов.

Существует несколько способов повышения эффективности работы ТРД и ТРДД:

форсажная камера;
регулируемое сопло;
управление вектором тяги.

Любой ТРД имеет резерв мощности: избыток кислорода в камере сгорания. Однако использовать его напрямую – через увеличение впрыска топлива – нельзя: более высокую температуру не выдерживают детали двигателя. Конструкторы выбрали другой путь, и он оказался правильным: между турбиной и соплом сжигается дополнительное топливо, что увеличивает температуру рабочего тела и значительно повышает тягу (до 1,5 раза). Форсажные камеры в основном устанавливаются на боевых самолетах.

Конструкция турбовентиляторного двигателя. Именно таким мотором оснащаются современные пассажирские лайнеры

Регулируемое сопло состоит из подвижных продольных элементов, управляя положением которых, можно изменять геометрию самой узкой части выходного отверстия двигателя. Это позволяет оптимизировать работу мотора на разных его режимах.

Управление вектором тяги производится с помощью специальных отклоняемых сопел, которые позволяют изменять поток рабочего тела относительно оси двигателя. Такая конструкция несколько усложняет управление самолетом, но существенно увеличивает его маневренность и взлетно-посадочные характеристики.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели

ПВРД – самый простой тип реактивного двигателя по своему устройству. В нем вообще нет движущихся частей. Повышенное давление, необходимое для работы, достигается за счет торможения встречного потока воздуха. Любой ПВРД состоит из трех компонентов:

диффузора;
камеры сгорания;
сопла.

В диффузоре уменьшается скорость потока воздуха и повышается его давление, затем в камере сгорания он нагревается за счет окисления топлива, после чего происходит расширение рабочего тела в сопле и возникает реактивная тяга. Существуют три вида ПВРД:

дозвуковые;
сверхзвуковые;
гиперзвуковые.

Дозвуковые ПВРД имеют очень низкий термический КПД, поэтому серийно в настоящее время не используются.

На сверхзвуковой скорости прямоточный двигатель весьма эффективен, при скорости в 3 Маха степень повышения давления вполне сравнимо с аналогичным показателем ТРД.

Гиперзвуковой прямоточный реактивный двигатель (ГПВРД) предназначен для полетов на скоростях выше 5 Махов. Сегодня созданием подобных силовых установок занимаются во многих странах мира, но они все еще остаются на уровне единичных прототипов.

Гиперзвуковые летательные аппараты будущего, скорее всего, будут оснащаться ПРВД

Отдельно следует упомянуть о ядерных прямоточных двигателях, разработка которых велась в 60-е и 70-е годы. Воздух в таких силовых установках нагревался за счет тепла работающего ядерного реактора, размещенного в камере сгорания. Американцы даже сумели построить подобное устройство и провели его огневые испытания. Однако дальше этого дело не пошло, и проект был закрыт.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели

ПуВРД – это один из первых типов реактивных моторов, использование которых началось еще во время Второй мировой войны. Гитлеровцы устанавливали их на крылатые ракеты Фау-1, применявшиеся для обстрелов Британии.

У пульсирующего реактивного двигателя тяга образуется не постоянно, а в виде серии импульсов, следующих с определенной частотой. Он состоит из диффузора, камеры сгорания и цилиндрического сопла. Между камерой сгорания и диффузором установлен специальный клапан. Цикл работы ПуВРД выглядит следующим образом:

Клапан открыт, и воздух свободно поступает в камеру сгорания. Одновременно происходит впрыск топлива;
Топливно-воздушная смесь поджигается – давление резко повышается и закрывает клапан. Рабочее тело истекает из сопла, образуя реактивную тягу;
Давление в камере сгорания падает, клапан в диффузоре под напором входящего воздуха открывается. Цикл начинается сначала.

Пульсирующий характер работы ПуВРД делает его менее эффективным по сравнению с двигателями с постоянным процессом горения. Такие моторы шумны и неэкономичны, зато очень просты и дешево стоят. В настоящее время ПуВРД используются мало: их устанавливают на БПЛА, летающие мишени, также они нашли свое применение в авиамоделировании.

Самый известный случай использования ПуВРД – немецкая крылатая ракета Фау-1

Не будет преувеличением сказать, что создание реактивного двигателя подарило человечеству небо. Благодаря этому устройству самолет превратился из орудия войны в массовый вид транспорта, которым ежегодно пользуются сотни миллионов человек. Однако история реактивного двигателя отнюдь не закончена. Техника и технологии не стоят на месте. Возможно, уже в ближайшие годы появятся новые типы реактивных двигателей, которые позволят нам летать с гиперзвуковой скоростью и наконец-то достигнуть других планет.

Читайте также: