Другие пульсирующие ВРД[править | править исходный
текст]
Бесклапанный ПуВРД
Образцы бесклапанных (U-образных) ПуВРД[7].
В литературе встречается описание
двигателей, подобных ПуВРД.
- Бесклапанные ПуВРД, иначе — U-образные ПуВРД. В этих двигателях отсутствуют механические воздушные клапаны, а чтобы обратное движение рабочего тела не приводило к уменьшению тяги, тракт двигателя выполняется в форме латинской буквы «U», концы которой обращены назад по ходу движения аппарата, при этом истечение реактивной струи происходит сразу из обоих концов тракта. Поступление свежего воздуха в камеру сгорания осуществляется за счёт волны разрежения, возникающей после импульса и «вентилирующей» камеру, а изощрённая форма тракта служит для наилучшего выполнения этой функции. Отсутствие клапанов позволяет избавиться от характерного недостатка клапанного ПуВРД — их низкой долговечности (на самолёте-снаряде Фау-1 клапана прогорали приблизительно после получаса полёта, чего вполне хватало для выполнения его боевых задач, но абсолютно неприемлемо для аппарата многоразового использования).
- Детонационные ПуВРД. (англоязычное название PDE) В этих двигателях горение топливной смеси происходит в режимедетонации (в отличие от дефлаграции, которая имеет место при горении топливно-воздушных смесей во всех ВРД, рассмотренных выше). Детонационная волна распространяется в топливной смеси гораздо быстрее, чем звуковая, поэтому за время химической реакции детонационного горения объём топливной смеси не успевает существенно увеличиться, а давление возрастает скачкообразно (до значений свыше 100 ат), таким образом имеет место изохорический (при постоянном объёме) нагрев рабочего тела. После этого начинается фаза расширения рабочего тела в сопле с образованием реактивной струи. Детонационные ПуВРД могут быть как с клапанами, так и без них.
Потенциальным преимуществом детонационного ПуВРД считается термический КПД более высокий, чем в ВРД любого другого типа. Практическая реализация этого двигателя находится в стадии эксперимента[8].
Область применения ПуВРД[править | править исходный
текст]
ПуВРД характеризуется как шумный и неэкономный,
зато простой и дешёвый. Высокий
уровень шума и вибрации вытекает из самого
пульсирующего режима его работы. О неэкономном
характере использования топлива свидетельствует
обширный факел, «бьющий» из сопла ПуВРД —
следствие неполного сгорания топлива
в камере.
Испытания американского МустангаP-51 с ПуВРД
Сравнение ПуВРД с другими авиационными
двигателями позволяет довольно точно
определить область его применимости.
ПуВРД во много раз дешевле в производстве,
чем газотурбинный или поршневой ДВС, поэтому при одноразовом применении
он выигрывает экономически у них (разумеется,
при условии, что он «справляется» с их
работой). При длительной эксплуатации
аппарата многоразового использования,
ПуВРД проигрывает экономически этим
же двигателям из-за расточительного расхода
топлива.
По простоте и дешевизне ПВРД практически не уступает ПуВРД,
но на скоростях менее 0,5М он неработоспособен.
На более высоких скоростях, ПВРД превосходит
по эффективности ПуВРД (при закрытом
клапане резко возрастает лобовое сопротивлениеПуВРД
и на околозвуковых скоростях оно «съедает»
почти всю тягу, создаваемую этим двигателем).
Самодельный двигатель из нержавеющей
стали
Совокупность этих обстоятельств
и определяют ту нишу, в которой
находит применение ПуВРД — беспилотные
летательные аппараты одноразового применения
с рабочими скоростями до 0,5М,— летающие
мишени, беспилотные разведчики.[9] По тем же причинам, двигатель
также применяется в авиамоделизме[10] .
Клапанные, так же, как и бесклапанные,
ПуВРД имеют распространение в любительской
авиации и авиамоделировании, благодаря
простоте и дешевизне.
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). [11]
Воздушно-реактивный двигатель
Перевод
Воздушно-реактивный
двигатель
(ВРД)
Реактивный
двигатель, в котором для сжигания горючего
используется кислород, содержащийся
в атмосферном воздухе. ВРД приводит в
движение летательные аппараты (самолёты,
вертолёты, самолёты-снаряды). Сила тяги
в ВРД возникает в результате истечения
рабочих газов из реактивного сопла. Для
получения большой скорости истечения
газов из сопла воздух, поступающий в камеру
сгорания ВРД, подвергается сжатию. В зависимости
от способа сжатия воздуха ВРД делятся
на турбокомпрессорные (ТРД), пульсирующие
(ПуВРД) и прямоточные (ПВРД).
Турбокомпрессорные ВРД
(ТРД) имеют компрессор с приводом
от газовой турбины, что позволяет
независимо от скорости полёта
создавать сжатие воздуха, обеспечивающее
большие скорости истечения газов
из выходного (реактивного) сопла
и большую силу тяги. ТРД широко
применяется на самолётах, вертолётах,
беспилотных самолётах-снарядах. ТРД
можно устанавливать на катерах,
гоночных автомобилях, аппаратах
на воздушной подушке и др.
(см. Турбокомпрессорный
двигатель).
Пульсирующий ВРД (ПуВРД)
имеет (рис. 1) входной диффузор (для сжатия
воздуха под влиянием кинетической энергии
набегающего потока), отделённый от камеры
сгорания входными клапанами, и длинное
цилиндрическое выходное сопло. Горючее
и воздух подаются в камеру сгорания периодически.
При сгорании смеси давление в камере
повышается, так как клапаны на входе автоматически
закрываются, а столб газов в длинном сопле
обладает инерцией. Газы под давлением
с большой скоростью вытекают из сопла,
создавая силу тяги. К концу процесса истечения
давление в камере сгорания падает ниже
атмосферного, клапаны автоматически
открываются и в камеру поступает свежий
воздух, впрыскивается топливо; цикл работы
двигателя повторяется. ПуВРД способен
создавать тягу на месте и при небольших
скоростях полёта. Когда клапаны закрыты,
ПуВРД имеет большое аэродинамическое
сопротивление по сравнению с другими
типами ВРД, небольшую тягу и используется
лишь для аппаратов со скоростью полёта
меньше звуковой.
В прямоточном ВРД
(ПВРД) во входном диффузоре (рис. 2) воздух сжимается за счёт кинетической
энергии набегающего потока воздуха. Процесс
работы непрерывен, поэтому стартовая
тяга у ПВРД отсутствует. При скоростях
полёта ниже половины скорости звука (ниже
500 км/ч) повышение давления воздуха
в диффузоре незначительно, поэтому получаемая
сила тяги мала. В связи с этим при скоростях
полёта, соответствующих М < 0,5 (где М — число Маха, см. М-число), ПВРД не применяется; при М = 3 (скорость полёта около 3000 км/ч) давление в камере сгорания
повышается примерно в 25 раз. ПВРД могут
работать как на химическом (керосин, бензин
и др.), так и на атомном горючем. При установке
ПВРД на самолётах с меняющейся скоростью
полёта, например на истребителях-перехватчиках,
входное устройство должно иметь регулируемые
размеры и изменяемую форму для наилучшего
использования скоростного напора набегающего
потока воздуха. Реактивное сопло также
должно иметь регулируемые размеры и форму.
Взлёт самолёта-перехватчика с ПВРД производится
при помощи ракетных двигателей (на жидком
или твёрдом топливе) и только после достижения
скорости полёта, при которой воздух в
диффузоре имеет достаточно высокое давление,
начинает работу ПВРД. Основные преимущества
ПВРД: способность работать на значительно
больших скоростях и высотах полёта, чем
ТРД; большая экономичность по сравнению
с жидкостными ракетными двигателями
(ЖРД), так как в ПВРД используется кислород
воздуха, а в ЖРД кислород вводится в виде
одного из компонентов топлива, транспортируемого
вместе с двигателем; отсутствие движущихся
частей и простота конструкции. Главные
недостатки ПВРД: отсутствие статической
(стартовой) тяги, что требует принудительного
старта; малая экономичность при дозвуковых
скоростях полёта. Применение ПВРД наиболее
эффективно для полёта с большими сверхзвуковыми
скоростями. ПВРД со сверхзвуковой скоростью
сгорания топлива (в камере сгорания) называется
гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным
двигателем (ГПВРД). Его применение целесообразно
на летательных аппаратах при скоростях
полёта, соответствующих М = 5—6. Области
применения различных типов двигателей
показаны на рис. 3.
Лит.: Бондарюк М. М., Ильяшенко С.
М., Прямоточные воздушно-реактивные двигатели,
М., 1958.
Г. С. Скубачевский.
Рис. 1. Схема пульсирующего
воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД):
1 — воздух; 2 — горючее; 3 — клапанная решётка;
4 — форсунки; 5 — свеча; 6 — камера сгорания;
7 — выходное (реактивное) сопло.
Рис. 2. Схема прямоточного
воздушно-реактивного двигателя (ПВРД):
1 — воздух; 2 — диффузор; 3 — впрыск
горючего; 4 — стабилизатор пламени;
5 — камера сгорания; 6 — сопло; 7 —
истечение газов.
Рис. 3. Области применения
двигателей различных типов в
зависимости от скорости полёта: H —
высота полёта; М — число Маха;
1 — турбореактивные двигатели; 2
— турбореактивные двигатели с форсажной
камерой; 3 — прямоточные воздушно-реактивные
двигатели.
Турбореактивный двигатель
(ТРД) — разновидность
воздушно-реактивного двигателя,
в котором для повышения давления
применён турбокомпрессор. Основные
составные части ТРД (рис. 1): воздухозаборник
1, компрессор 2, камера сгорания 3, турбина
4, реактивное сопло 5. При полёте
набегающая струя воздуха частично
тормозится в воздухозаборнике,
и давление воздуха повышается.
Из компрессора, где происходит
дальнейшее повышение давления,
сжатый воздух поступает в
камеру сгорания, куда впрыскивается
топливо. Продукты сгорания топлива
с высокой температурой поступают
на турбину, которая соединена
валом с компрессором. В турбине
газ расширяется и совершает
работу, необходимую для сжатия
воздуха в компрессоре. За турбиной
газ имеет давление и температуру,
позволяющие при его дальнейшем
расширении в реактивном сопле
получить скорость истечения
струи, превышающую скорость поступающего
в двигатель воздуха (скорость
полёта). Положительная разность
количества движения газа и
воздуха обеспечивает образование
реактивной тяги двигателя. В
конце 30 х — начале 40 х гг. поршневые
двигатели винтовых самолётов
уже не обеспечивали роста
тяги, требовавшегося в связи
с ростом скоростей полёта, что
дополнительно усугублялось падением
кпд винта. На смену ПД пришли ТРД. Изменение
тяги Р, а также удельного расхода топлива
Суд в зависимости от Маха числа М{{∞}}
(скорости полёта) показано на рис. 2 и 3.
Из них видно, что с увеличением скорости
полёта тяга ТРД возрастает практически
на всех высотах. Именно это свойство характеристики
ТРД обеспечило их широкое распространение.
Кроме того, масса ПД требуемой мощности
с увеличением расчётной скорости полёта
возрастает до неприемлемых значений,
в то время как увеличение массы ТРД с
ростом расчётной максимальной скорости
полёта оказывается небольшим, так как
в лопаточных машинах повышение мощности
турбокомпрессора сопровождается увеличением
главным образом изгибающих напряжений
в лопатках турбокомпрессора, что влияет
на увеличение массы ТРД незначительно.
Поэтому удельная масса, представляющая
собой отношение массы двигателя к тяге,
у ПД резко увеличивается, а у ТРД уменьшается
при увеличении скорости полёта. Возрастание
тяги ТРД при увеличении скорости полёта
объясняется непрерывным ростом расхода
воздуха через двигатель, однако при постоянной
температуре газа перед турбиной с ростом
скорости полёта одновременно уменьшается
работа термодинамического цикла и соответственно
удельная тяга двигателя; взаимное влияние
расхода воздуха и удельной тяги определяет
вид тяговых характеристик. При малых
скоростях полёта, приблизительно до 300
км/ч, вследствие слабого вначале увеличения
расхода воздуха абсолютная тяга несколько
снижается, а затем возрастает, особенно
резко у форсированных ТРД (рис. 3). Теоретически
при очень высокой скорости полёта работа
цикла и тяга уменьшаются до нуля, несмотря
на продолжающийся рост расхода воздуха.
Дроссельная характеристика ТРД показана
на рис. 4. Основными параметрами ТРД являются
температура газа перед турбиной Т*г и
степень повышения давления воздуха в
компрессоре {{π}}*к. В общем случае эти
параметры независимы. Однако развитие
ТРД связано с ограничением температуры
газа перед турбиной вследствие ограничения
жаропрочности её деталей. Поэтому каждому
значению Т*г соответствует оптимальное
значение степени повышения давления,
обеспечивающее максимальную тягу или
наилучшую экономичность. Наличие оптимума
по степени повышения давления следует,
например, из того, что при двух предельных
её значениях, а именно минимальном, равном
единице, и максимальном, при котором температура
за компрессором достигает значения, равного
температуре газа перед турбиной Т*г, и
подвод теплоты в камере сгорания оказывается
невозможным, работа цикла обращается
в нуль. При снижении температуры газа
перед турбиной, повышении скорости полёта
и ухудшении кпд составных частей двигателя
оптимальная степень повышения давления
снижается. Скорость полёта, при которой
оптимальное значение {{π}}*к снижается
настолько, что давление в реактивном
сопле оказывается равным давлению в воздухозаборнике,
называется скоростью «вырождения» ТРД.
Выше этой скорости целесообразно уже
применение ПВРД. При повышении температуры
газа перед турбиной, а также при повышении
кпд составных частей двигателя оптимальное
значение {{π}}*к повышается, увеличивается
и максимальная скорость полёта самолётов
с ТРД. Прогресс в материаловедении и развитие
методов охлаждения двигателя позволили
к 90 м гг. достичь значения температуры
газа перед турбиной Т*г = 1700—1800 К; рассматриваются
температуры газа перед турбиной, близкие
значениям, соответствующим стехиометрическому
соотношению топлива и воздуха в камере
сгорания, то есть Т*г = 2300—2500 К. Степени
повышения давления воздуха в компрессоре
имеют значения {{π}}*к = 10—15 (в одноконтурных
ТРД). ТРД был первым типом газотурбинного
двигателя, получившим широкое практическое
применение в авиации. Постоянная потребность
увеличивать тягу, особенно с ростом скорости
полёта, привела к появлению класса форсированных
ТРД (ТРДФ — ТРД с форсажом), в которых
между турбиной и реактивным соплом располагается
форсажная камера сгорания 6 (рис. 5; остальные
позиции те же, что на рис. 1). ТРД разделяются:
по числу роторов турбокомпрессора —
на одно- и двухвальные; по типу компрессоров
— на ТРД с центробежным и осевым компрессорами;
по типу камеры сгорания — на ТРД с индивидуальными
и кольцевыми камерами; по типу реактивного
сопла — на ТРД с осесимметричным или
плоским, нерегулируемым или регулируемым
соплами, с управлением вектором тяги,
с реверсивным устройством. В 60—80 х гг.
широкое распространение получили турбореактивные
двухконтурные двигатели, в том числе
с форсажной камерой. Как составная часть
ТРД используется в различных комбинированных
двигателях. Историческая справка. Впервые
идея использования турбокомпрессора
в двигателе для ЛА изложена русским инженером
Н. Герасимовым в 1909. Основы теории ВРД
в СССР были опубликованы в 1929 Б. С. Стечкиным.
Начало работ по созданию ТРД относится
к 1930—37. В этот период в СССР начал работы
по ТРД А. М. Люлька, в Великобритании Ф.
Уиттл запатентовал схему ТРД с центробежным
компрессором, во Франции теорией ТРД
занимался М. Руа, в Германии с 1936 над созданием
ТРД работал X. Охайн. Создание первых ТРД
относится к 1937. В Германии на фирме «Хейнкель-Хирт»
был испытан созданный по проекту Охайна
двигатель тягой 2500 Н; в Великобритании
на фирме «Пауэр джетс» прошёл испытания
разработанный по проекту Уиттла двигатель
U. В 1939 в Германии состоялся полёт самолёта
Не 178 с двигателем HeS3B тягой 4900 Н, а в 1941
в Великобритании — полёт самолёта Глостер
Е28/39 с двигателем W тягой 3820 Н. В годы 2
й мировой войны начаты работы над ТРД
в США и Японии. В СССР первый этап работы
вплоть до окончания Великой Отечественной
войны связан с работами Люльки, приведшими
к созданию первых двигателей из семейства
АЛ. После войны к созданию ТРД подключились
коллективы КБ, возглавляемые В. Я. Климовым
и А. А. Микулиным. Существенный вклад в
теорию ТРД внесли В. В. Уваров, Н. В. Иноземцев,
К. В. Холщевников и др. учёные ЦИАМ, ЦАГИ,
ВВИА. В разработке отечественных ТРД
последующих поколений большая роль принадлежит
коллективам КБ под руководством В. А.
Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова,
Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва,
С. К. Туманского.