Auto-park24.ru

Журнал "Автопарк"
5 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое реактивный двигатель и принцип его работы

Физические основы реактивного двигателя

В основе современных мощных реактивных двигателях различных типов лежит принцип прямой реакции, т.е. принцип создания движущей силы (или тяги) в виде реакции (отдачи) струи вытекающего из двигателя «рабочего вещества», обычно — раскалённых газов.

Во всех двигателях существует два процесса преобразования энергии. Сначала химическая энергия топлива преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а затем тепловая энергия используется для совершения механической работы. К таким двигателям относятся поршневые двигатели автомобилей, тепловозов, паровые и газовые турбины электростанций и т.д.

Рассмотрим этот процесс применительно к реактивным двигателям. Начнем с камеры сгорания двигателя, в котором тем или иным способом, зависящим от типа двигателя и рода топлива, уже создана горючая смесь. Это может быть, например, смесь воздуха с керосином, как в турбореактивном двигателе современного реактивного самолёта, или же смесь жидкого кислорода со спиртом, как в некоторых жидкостных ракетных двигателях, или, наконец, какое-нибудь твёрдое топливо пороховых ракет.

Горючая смесь может сгорать, т.е. вступать в химическую реакцию с бурным выделением энергии в виде тепла. Способность выделять энергию при химической реакции, и есть потенциальная химическая энергия молекул смеси. Химическая энергия молекул связана с особенностями их строения, точнее, строения их электронных оболочек, т.е. того электронного облака, которое окружает ядра атомов, составляющих молекулу. В результате химической реакции, при которой одни молекулы разрушаются, а другие возникают, происходит, естественно, перестройка электронных оболочек. Эта перестройка и есть источник выделяющейся химической энергии.

Топливами реактивных двигателей могут служить лишь такие вещества, которые при химической реакции в двигателе (при сгорании) выделяют достаточно много тепла, а также образуют при этом большое количество газов. Все эти процессы происходят в камере сгорания, но остановимся на «фазах» работы.

Пока сгорание не началось, смесь обладает большим запасом потенциальной химической энергии. Но вот пламя охватило смесь, ещё мгновение — и химическая реакция закончена. Теперь уже вместо молекул горючей смеси камеру заполняют молекулы продуктов горения, более плотно «упакованные». Избыток энергии связи, представляющей собой химическую энергию прошедшей реакции сгорания, выделился. Обладающие этой избыточной энергией молекулы почти мгновенно передали её другим молекулам и атомам в результате частых столкновений с ними. Все молекулы и атомы в камере сгорания стали беспорядочно, хаотично двигаться со значительно более высокой скоростью, температура газов возросла. Так произошел переход потенциальной химической энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания.

Подобных переход осуществлялся и во всех других тепловых двигателях, но реактивные двигатели принципиально отличаются от них в отношении дальнейшей судьбы раскалённых продуктов сгорания.

После того, как в тепловом двигателе образовались горячие газы, заключающие в себя большую тепловую энергию, эта энергия должна быть преобразована в механическую. Ведь двигатели для того и служат, чтобы совершать механическую работу, что-то «двигать», приводить в действие, все равно, будь то динамо-машина электростанции, тепловоз, автомобиль или самолёт. Чтобы тепловая энергия газов перешла в механическую, их объём должен возрасти. При таком расширении газы и совершают работу, на которую затрачивается их внутренняя и тепловая энергия.

В случае поршневого двигателя расширяющиеся газы давят на поршень, движущийся внутри цилиндра, поршень толкает шатун, а тот уже вращает коленчатый вал двигателя. Вал связывается с ротором динамомашины, ведущими осями тепловоза или автомобиля или же воздушным винтом самолёта — двигатель совершает полезную работу.

В паровой машине, или газовой турбине газы, расширяясь, заставляют вращать связанное с валом турбиной колесо — здесь отпадает нужда в передаточном кривошипно-шатунном механизме, в чем заключается одно из больших преимуществ турбины.

Расширяются газы, конечно, и в реактивном двигателе, ведь без этого они не совершат работы. Но работа расширения в этом случае не затрачивается на вращение вала, связанного с приводным механизмом, как в других тепловых двигателях. Назначение реактивного двигателя иное — создавать реактивную тягу, а для этого необходимо, чтобы из двигателя вытекала наружу с большой скоростью струя газов — продуктов сгорания: сила реакции этой струи и есть тяга двигателя.

Следовательно, работа расширения газообразных продуктов сгорания топлива в двигателе должна быть затрачена на разгон самих же газов. Это значит, что тепловая энергия газов в реактивном двигателе должна быть преобразована в их кинетическую энергию — беспорядочное хаотическое тепловое движение молекул должно замениться организованным их течением в одном, общем для всех направлении.

Для этой цели служит одна из важнейших частей двигателя, так называемое реактивное сопло. К какому бы типу не принадлежал тот или иной реактивный двигатель, он обязательно снабжен соплом, через которое из двигателя наружу с огромной скоростью вытекают раскалённые газы — продукты сгорания топлива в двигателе.

В одних двигателях газы попадают в сопло сразу же после камеры сгорания, например, в ракетных или прямоточных двигателях. В других, турбореактивных, — газы сначала проходят через турбину, которой отдают часть своей тепловой энергии. Она расходует в этом случае для приведения в движение компрессора, служащего для сжатия воздуха перед камерой сгорания. Но, так или иначе, сопло является последней частью двигателя — через него текут газы, перед тем как покинуть двигатель.

Реактивное сопло может иметь различные формы, и, тем более, разную конструкцию в зависимости от типа двигателя. Главное заключается в той скорости, с которой газы вытекают из двигателя. Если эта скорость истечения не превосходит скорости, с которой в вытекающих газах распространяются звуковые волны, то сопло представляет собой простой цилиндрический или суживающийся отрезок трубы. Если же скорость истечения должна превосходить скорость звука, то соплу придается форма сначала суживающейся, а за тем расширяющейся (сопло Лаваля). Только в канале такой формы, как показывает теория и опыт, можно разогнать газ до сверхзвуковых скоростей, перешагнуть через «звуковой барьер».

Технология ГПВРД — как создавали гиперзвуковой двигатель

Боевая ракета «земля — воздух» выглядела несколько необычно — ее носовую часть удлинял металлический конус. 28 ноября 1991 года она стартовала с полигона неподалеку от космодрома Байконур и самоликвидировалась высоко над землей. И хотя ракета не сбила никакой воздушный объект, цель запуска была достигнута. Впервые в мире гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) испытывался в полете.

ГПВРД или, как еще говорят, «гиперзвуковая прямоточка» позволит долететь из Москвы в Нью-Йорк за 2 — 3 часа, уходить крылатой машине из атмосферы в космос. Воздушно-космическому самолету не понадобится ни самолет-разгонщик, как для «Зенгера» (см. «ТМ» №1 за 1991 г.), ни ракета-носитель, как для «шаттлов» и «Бурана» (см. «ТМ» №4 за 1989 г.), — доставка грузов на орбиту обойдется чуть ли не вдесятеро дешевле. На Западе подобные испытания состоятся не ранее чем через три года.

Читать еще:  Что будет если вода попала в масло двигателя

ГПВРД способен разогнать самолет до 15 — 25М (М — число Маха, в данном случае — скорость звука в воздухе), самые же мощные турбореактивные двигатели, которыми оснащены современные гражданские и военные крылатые машины, — лишь до 3,5М. Быстрее не получается — температура воздуха, при торможении потока в воздухозаборнике, возрастает настолько, что турбокомпрессорный агрегат не в состоянии сжимать его и подавать в камеру сгорания (КС). Можно, конечно, усилить систему охлаждения и компрессор, но тогда их габариты и масса так увеличатся, что о гиперзвуковых скоростях не будет и речи — оторваться бы от земли.

Прямоточный же двигатель работает без компрессора — воздух перед КС сжимается за счет своего скоростного напора (рис. 1). Остальное, в принципе, как у турбореактивного — продукты горения, вырываясь через сопло, разгоняют аппарат.

Идею ПВРД, тогда еще не гиперзвукового, выдвинул в 1907 году французский инженер Рене Лоран. Но построили реальную «прямоточку» гораздо позже. Здесь лидировали советские специалисты.

Сначала, в 1929 году, один из учеников Н.Е.Жуковского, Б.С.Стечкин (впоследствии академик), создал теорию воздушно-реактивного двигателя. А затем, через четыре года, под руководством конструктора Ю.А.Победоносцева в ГИРДе (Группе изучения реактивного движения), после опытов на стенде, впервые отправили ПВРД в полет.

Двигатель размещался в корпусе снаряда 76-мм пушки и выстреливался из ствола со сверхзвуковой скоростью — 588 м/с. Испытания шли два года. Снаряды с ПВРД развивали более 2М — быстрее в то время не летал ни один аппарат в мире. Тогда же гирдовцы предложили, построили и испытали модель пульсирующего ПВРД — его воздухозаборник периодически открывался и закрывался, в результате горение в КС пульсировало. Подобные двигатели позднее использовали в Германии на ракетах ФАУ-1.

Первые крупные ПВРД создали опять же советские конструкторы И.А.Меркулов в 1939 году (дозвуковой ПВРД) и М.М.Бондарюк в 1944 году (сверхзвуковой). С 40-х годов работы по «прямоточке» начались в Центральном институте авиационных моторов (ЦИАМ).

Сверхзвуковыми ПВРД оснащались некоторые типы летательных аппаратов, в том числе и ракеты. Однако еще в 50-х годах выяснилось, что при числах М, превышающих 6 — 7, ПВРД малоэффективен. Вновь, как и в случае с турбореактивным двигателем, воздух, тормозившийся перед КС, попадал в нее слишком горячим. Компенсировать это увеличением массы и габаритов ПВРД не имело смысла. Кроме того, при высоких температурах начинают диссоциировать молекулы продуктов сгорания, поглощая энергию, предназначенную для создания тяги.

Тогда-то в 1957 году Е.С.Щетинков — известный ученый, участник первых летных испытаний ПВРД — изобрел гиперзвуковой двигатель. Спустя год публикации о подобных разработках появились и на Западе. Камера сгорания ГПВРД начинается почти сразу за воздухозаборником, далее она плавно переходит в расширяющееся сопло (рис.2). Воздух хоть и притормаживается на входе в нее, но в отличие от предыдущих двигателей перемещается в КС, вернее, мчится со сверхзвуковой скоростью. Поэтому его давление на стенки камеры и температура значительно ниже, чем в ПВРД.

Несколько позже была предложена схема ГПВРД с внешним горением (рис.3) У самолета с таким двигателем топливо будет гореть прямо под фюзеляжем, который послужит частью открытой КС. Естественно давление в зоне горения окажется меньше, чем в обычной КС, — тяга двигателя несколько снизится. Зато получится выигрыш в весе — двигатель избавится от массивной наружной стенки КС и части системы охлаждения. Правда, надежная «открытая прямоточка» еще не создана — ее звездный час придет, вероятно, в середине XXI века.

Вернемся, однако, к ГПВРД, который и испытывался в канун прошлой зимы. Топливом ему служил жидкий водород, хранящийся в баке при температуре около 20 К (— 253°С). Обеспечить горение в сверхзвуковом потоке было, пожалуй, самой сложной проблемой. Распределится ли водород равномерно по сечению камеры? Успеет ли полностью выгореть? Как организовать автоматическое управление горением? — ведь датчики в камере не установишь, они расплавятся.

Ни математическое моделирование на сверхмощных компьютерах, ни стендовые испытания не давали исчерпывающих ответов на множество вопросов. Кстати, для имитации воздушного потока, например при 8М, на стенде необходимы давление в сотни атмосфер и температура около 2500 К — жидкий металл в раскаленном мартене куда «прохладней». При еще больших скоростях характеристики двигателя и летательного аппарата можно проверить только в полете.

Он задумывался давно и у нас, и за рубежом. Еще в 60-х годах в США готовили испытания ГПВРД на скоростном самолете-ракете Х-15, однако, судя по всему, они так и не состоялись.

Отечественный экспериментальный ГПВРД сделали двухрежимным — при скорости полета, превышающей 3М, он работал как обычная «прямоточка», а после 5 — 6М — как гиперзвуковой. Для этого изменялись места подачи топлива в КС. Разгонщиком двигателя и носителем гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) стала снимаемая с вооружения зенитная ракета. ГЛЛ, включающую системы управления, измерения и связи с землей, бак с водородом и топливные агрегаты, пристыковали к отсекам второй ступени, где после изъятия боевой части остался маршевый двигатель (ЖРД) со своими топливными баками. Первая ступень — пороховые ускорители, — разогнав ракету со старта, через несколько секунд отделилась.

Зенитная ракета с ГПВРД на стартовой установке (фото публикуется впервые).

Стендовые испытания и подготовка к полету проводились в ЦИАМ имени П.И.Баранова совместно с Военно-воздушными силами, машиностроительным КБ «Факел», превратившим свою ракету в летающую лабораторию, тураевским КБ «Союз» и московским агрегатным КБ «Темп», изготовившими двигатель и регулятор топлива, и другими организациями. Руководили программой известные авиационные специалисты Р.И.Курзинер, Д.А.Огородников и В.А.Сосунов.

Для обеспечения полета в ЦИАМе создали мобильный заправочный комплекс жидкого водорода и бортовую систему его подачи. Сейчас, когда жидкий водород рассматривается как одно из самых перспективных топлив, опыт обращения с ним, накопленный в ЦИАМе, может пригодиться многим.

. Ракета стартовала поздно вечером, было уже почти темно. Через несколько мгновений носитель «конуса» скрылся в низкой облачности. Наступила неожиданная по сравнению с первоначальным грохотом тишина. Испытатели, наблюдавшие старт, подумали даже: неужели все сорвалось? Нет, аппарат продолжал намеченный путь. На 38-й секунде, когда скорость достигла 3,5М, двигатель запустился, в КС начал поступать водород.

Читать еще:  Газель бизнес двигатель умз 4216 греется как устранить

А вот на 62-й действительно произошло непредвиденное: сработала автоматика прекращения подачи топлива — ГПВРД отключился. Затем, примерно на 195-й секунде, вновь автоматически запустился и проработал до 200-й. Ее заранее определили как последнюю секунду полета. В этот момент ракета, находясь все еще над территорией полигона, самоликвидировалась.

Максимальная скорость составила 6200 км/ч (чуть больше 5,2М). Работу двигателя и его систем контролировали 250 бортовых датчиков. Измерения по радиотелеметрической связи передавались на землю.

Еще не вся информация обработана, и более подробный рассказ о полете — преждевременен. Но уже сейчас ясно — через несколько десятилетий пилоты и космонавты оседлают «гиперзвуковую прямоточку».

От редакции. Летные испытания ГПВРД на самолетах «Х-30» в США и на «Hytex» в Германии планируются на 1995-й или ближайшие после него годы. Наши же специалисты могли бы уже в ближайшее время опробовать «прямоточку» при скорости более 10М на мощных ракетах, снимаемых сейчас с вооружения. Правда, над ними довлеет неразрешенная пока проблема. Не научного или технического характера. У ЦИАМа нет денег. Их нет даже на полунищенскую зарплату сотрудникам.

Что дальше? Сейчас в мире всего четыре страны, которые обладают полным циклом авиадвигателестроения — от фундаментальных исследований до выпуска серийной продукции. Это США, Англия, Франция и, пока, Россия. Так вот не осталось бы их в дальнейшем — три.

Американцы же в программу ГПВРД вкладывают сейчас сотни миллионов долларов.

Рис. 1. Принципиальная схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД): 1 — центральное тело воздухозаборника, 2 — горло воздухозаборника, 3 — камера сгорания (КС), 4 — сопло с критическим сечением. Белыми стрелками показана подача топлива. Конструкция воздухозаборника такова, что попавший в него воздушный поток тормозится и поступает в КС под высоким давлением. Продукты сгорания, покидая КС, разгоняются в суженном сопле до скорости звука. Интересно, что для дальнейшего ускорения газов сопло надо расширять. Пример с рекой, когда течение убыстряется пропорционально сужению берегов, годится лишь к дозвуковым потокам.

Рис. 2 Принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД): 1 — КС, 2 — расширяющееся сопло. КС начинается не за диффузором, как у ПВРД, а почти сразу за горлом воздухозаборника. Топливо-воздушная смесь горит, двигаясь со сверхзвуковой скоростью. Продукты горения еще более разгоняются в расширяющемся сопле.

Рис. 3 Принципиальная схема ГПВРД с внешним горением: 1 — место впрыска топлива. Горение происходит на внешней стороне двигателя — давление продуктов сгорания меньше, чем в закрытой КС, но тяга — сила, действующая на стенки планера, больше лобового сопротивления, что и приводит аппарат в движение.

Импульсные детонационные двигатели как будущее ракет и авиации

Существующие двигательные установки для авиации и ракет показывают весьма высокие характеристики, но вплотную приблизились к пределу своих возможностей. Для дальнейшего повышения параметров тяги, создающего задел для развития авиационной ракетно-космической отрасли, необходимы другие двигатели, в т.ч. с новыми принципами работы. Большие надежды возлагаются на т.н. детонационные двигатели. Подобные системы импульсного класса уже испытываются в лабораториях и на летательных аппаратах.

Физические принципы

В существующих и эксплуатируемых двигателях на жидком топливе используется дозвуковое горение или дефлаграция. Химическая реакция с участием топлива и окислителя образует фронт, перемещающийся по камере сгорания с дозвуковой скоростью. Такое горение ограничивает количество и скорость реактивных газов, истекающих из сопла. Соответственно, ограничивается и максимальная тяга.

Альтернативой является детонационное горение. В этом случае фронт реакции перемещается со сверхзвуковой скоростью, образуя ударную волну. Подобный режим горения увеличивает выход газообразных продуктов и обеспечивает повышенную тягу.

Детонационный двигатель может быть выполнен в двух вариантах. Одновременно разрабатываются импульсные или пульсирующие двигатели (ИДД / ПДД) и ротационные / вращающиеся. Их отличие заключается в принципах горения. Ротационный двигатель поддерживает постоянную реакцию, а импульсный работает за счет последовательных «взрывов» смеси топлива и окислителя.

Импульсы образуют тягу

В теории, по своей конструкции ИДД не сложнее традиционного прямоточного воздушно-реактивного или жидкостного ракетного двигателя. Он включает камеру сгорания и сопловой аппарат, а также средства подачи топлива и окислителя. При этом накладываются особые ограничения на прочность и стойкость конструкции, связанные с особенностями работы двигателя.

Во время работы форсунки подают в камеру сгорания топливо; окислитель подводится из атмосферы помощи воздухозаборного устройства. После образования смеси происходит воспламенение. За счет правильного подбора компонентов топлива и пропорций смеси, оптимального способа воспламенения и конфигурации камеры образуется ударная волна, движущаяся в направлении сопла двигателя. Текущий уровень технологий позволяет получить скорость волны до 2,5-3 км/с с соответствующим повышением тяги.

ИДД использует пульсирующий принцип работы. Это означает, что после детонации и выхода реактивных газов камера сгорания продувается, вновь наполняется смесью – и следует новый «взрыв». Для получения высокой и стабильной тяги этот цикл должен осуществляться с большой частотой, от десятков до тысяч раз в секунду.

Сложности и преимущества

Главным преимуществом ИДД является теоретическая возможность получения повышенных характеристик, обеспечивающих превосходство над существующими и перспективными ПВРД и ЖРД. Так, при той же тяге импульсный двигатель получается компактнее и легче. Соответственно, в тех же габаритах можно создать более мощную установку. Кроме того, такой двигатель проще по своей конструкции, поскольку не нуждается в части приборного оснащения.

ИДД работоспособен в широком диапазоне скоростей, от нулевых (при старте ракеты) до гиперзвуковых. Он может найти применение в ракетно-космических системах и в авиации – в гражданских и военных областях. Во всех случаях его характерные особенности позволяют получить те или иные преимущества перед традиционными системами. В зависимости от потребностей, возможно создание ракетного ИДД, использующего окислитель из бака, или воздушно-реактивного, принимающего кислород из атмосферы.

Впрочем, имеются существенные недостатки и затруднения. Так, для освоения нового направления приходится проводить различные достаточно сложные исследования и опыты на стыке разных наук и дисциплин. Специфический принцип работы предъявляет особые требования к конструкции двигателя и ее материалам. Ценой высокой тяги оказываются повышенные нагрузки, способные повредить или разрушить конструкцию двигателя.

Сложной задачей является обеспечение высокой скорости подачи топлива и окислителя, соответствующей необходимой частоте детонаций, а также выполнение продувки перед подачей топлива. Кроме того, отдельной инженерной проблемой является запуск ударной волны при каждом цикле работы.

Читать еще:  Глохнет двигатель шевроле ланос что это может быть

Следует отметить, что к настоящему времени ИДД, несмотря на все усилия ученых и конструкторов, не готовы к выходу за пределы лабораторий и полигонов. Конструкции и технологии нуждаются в дальнейшей отработке. Поэтому пока не приходится говорить о внедрении новых двигателей в практику.

История технологии

Любопытно, что принцип импульсного детонационного двигателя впервые был предложен не учеными, но писателями-фантастами. К примеру, подлодка «Пионер» из романа Г. Адамова «Тайна двух океанов» использовала ИДД на водородно-кислородной газовой смеси. Схожие идеи фигурировали и в других художественных произведениях.

Научные изыскания по теме детонационных двигателей начались чуть позже, в сороковых годах, причем пионерами направления были советские ученые. В дальнейшем в разных странах неоднократно предпринимались попытки создания опытного ИДД, но их успех серьезно ограничивало отсутствие необходимых технологий и материалов.

31 января 2008 г. агентство DARPA министерства обороны США и Лаборатория ВВС начали испытания первой летающей лаборатории с ИДД воздушно-реактивного типа. Оригинальный двигатель установили на доработанном самолете Long-EZ от фирмы Scale Composites. Силовая установка включала четыре трубчатые камеры сгорания с подачей жидкого топлива и забором воздуха из атмосферы. При частоте детонаций 80 Гц развивалась тяга ок. 90 кгс, чего хватало только для легкого летательного аппарата.

Эти испытания показали принципиальную пригодность ИДД для применения в авиации, а также продемонстрировали необходимость совершенствования конструкций и повышения их характеристик. В том же 2008 г. опытный самолет отправили в музей, а DARPA и смежные организации продолжили работу. Сообщалось о возможности применения ИДД в перспективных ракетных комплексах – но пока они не разработаны.

В нашей стране тематика ИДД изучалась на уровне теории и практике. К примеру, в 2017 г. в журнале «Горение и взрыв» появилась статья об испытаниях детонационного прямоточного двигателя на газообразном водороде. Также продолжаются работы по ротационным детонационным двигателям. Создан и испытан РДД на жидком топливе, пригодный для использования на ракетах. Прорабатывается вопрос использования таких технологий в авиационных двигателях. В этом случае детонационная камера сгорания интегрируется в состав турбореактивного двигателя.

Перспективы технологии

Детонационные двигатели представляют большой интерес с точки зрения применения в разных областях и сферах. За счет ожидаемого прироста основных характеристик они могут, как минимум, потеснить системы существующих классов. Однако сложность теоретической и практической разработки пока не позволяет им дойти до использования на практике.

Впрочем, в последние годы наблюдаются положительные тенденции. Детонационные двигатели в целом, в т.ч. импульсные, все чаще появляются в новостях из лабораторий. Развитие этого направления продолжается, и в будущем сможет дать желаемые результаты, хотя сроки появления перспективных образцов, их характеристики и области применения пока остаются под вопросом. Однако сообщения последних лет позволяют смотреть в будущее с оптимизмом.

Авиационные двигатели

Содержание

  • 1 Классификация авиационных двигателей
  • 2 Поршневые двигатели (ПД)
  • 3 Газотурбинные двигатели (ГТД)
    • 3.1 Одновальные и многовальные двигатели
    • 3.2 Турбореактивный двигатель (ТРД)
      • 3.2.1 Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ)
    • 3.3 Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)
      • 3.3.1 Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ)
      • 3.3.2 Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)
      • 3.3.3 ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель
    • 3.4 Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД)
    • 3.5 Турбовинтовой двигатель (ТВД)
      • 3.5.1 Турбовальный двигатель (ТВГТД)
  • 4 См. также
  • 5 Источники
  • 6 Ссылки

Классификация авиационных двигателей

К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов «В-В», «В-3», «3-В», «3-3», авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей — от поршневых до ракетных.

Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:

  • поршневые (ПД);
  • воздушно-реактивные (ВРД включая ГТД);
  • ракетные (РД или РкД).

Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД.

По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:

  • компрессорные, т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха;
  • бескомпрессорные:
    • прямоточные ВРД (СПВРД) со сжатием воздуха только от скоростного напора;
    • пульсирующие ВРД (ПуВРД) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.

Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.

По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД, ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.

По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:

  • двигатели прямой реакции;
  • двигатели непрямой реакции.

Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно — это все ракетные двигатели (РкД), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД), пульсирующие (ПуВРД) и многочисленные комбинированные двигатели.

Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые, турбовинтовентиляторные, турбовальные двигатели — ТВД, ТВВД, ТВГТД). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.

На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей, соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы:

  • турбопрямоточных двигателейТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД);
  • ракетно-прямоточныхРПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД);
  • ракетно-турбинныхРТД (ТРД + ЖРД);

и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector