6. Реактивні двигуни

Реактивні двигуни (РД) - найпростіші по конструкції, мають найвищу питому потужність, але поступаються усім типам двигунів відносно економічності. Сфери застосування реактивних двигунів - авіація, космонавтика і в останні роки морський флот.

Хімічні газорідинні РД можна класифікувати так.

I. Газореактивні двигуни (ГзРД).

1. Повітряно-реактивні двигуни (ПРД) :

а) за способом стискування повітря - прямоточні (ППРД) і компресорні (КПРД);

б) за способом здійснення процесу підведення тепла - пульсуючі (ПуПРД) і із стабільним процесом (СПРД);

в) за способом використання енергії газів - реактивні і гвинтові реактивні.

2. Рідинні реактивні двигуни (РРД) :

а) за способом подачі енергокомпонентів - з насосною подачею (НРРД) і шляхом витіснення стислим газом (СРРД).

3. Твердопаливні двигуни (ТПРД) :

а) за формою заряду - із зарядом торцевого горіння, трубчастої форми, із зіркоподібним каналом, хрестоподібною формою і тому подібне II.

4.Гідрореактивні двигуни (ГРД).

а) за способом подачі води - прямоточні і турбонасосні;

б) за способом здійснення процесу підведення тепла - пульсуючі і стабільного процесу (їх теж називають прямоточними).

Оскільки питома маса води у багато разів перевищує питому масу любих пари і газів, то за рахунок її витікання можна набути великих значень абсолютної і питомої тяги в порівнянні із звичайними для РД швидкостях витікання. Можливістю викидати рідке середовище замість газоподібного не володіє доки жоден реактивний двигун, окрім ГРД.

Рис.6.1. Схеми прямоточних дозвукових(а) та понадзвукових(б) повітряно-реактивних двигунів(ППРД):

1 - дифузор; 2 - камера згоряння; 3 - форсунки; 4 - сопло.

Повітряно-реактивні двигуни прямоточного типу(ППРД) складається з дифузора, камери згорання і реактивного сопла. Розрізняють дозвукові і надзвукові(рис.6.1) ППРД. При дозвукових швидкостях польоту процес стискування повітря в дифузорі ненабагато відхиляється від ідеальної адіабати. При надзвукових швидкостях в дифузорі виникають скачки ущільнення, енергії, що призводять до значних втрат, і зменшення ступеня стискування. Процес стискування відповідає ударної адіабаті. При числах Μ > 2,0 - 2,5 для зменшення втрат тиску необхідно застосовувати складні системи не менше трьох стрибків.

Показники ППРД змінюються таким чином. На рис.6.2,а показана зміна показників від швидкості польоту (числа М) при ∆Т_ср= Т₃-Т₂=1490К. При малих швидкостях польоту (М <1,0) ККД має дуже малу величину. При Μ = 1,5 ККД ППРД і карбюраторного двигуна стають приблизно рівними, а при Μ = 3,0, у разі стискування з косим стрибком, перебільшують показники ДВЗ.

Саме тому прямоточні ВРД перспективні, хоча доки майже не застосовуються. Вони встановлюватимуться на надзвукових літаках при М=3-3,5 виявляться найекономічними і найпотужнішими.

Рис.6.2. Характеристики ефективності прямоточних ПРД :

а - зміна ефективного ККД ППРД залежно від числа Μ для косого 1 і прямого 2 стрибків ущільнення; б - зміна сили тяги ППРД залежно від числа Μ для косого 1 і прямого 2 стрибків ущільнення; β - зміна питомої витрати пального в ППРД залежно від числа Μ для косого 1 і прямого 2 стрибків ущільнення.

На рис.6.2,б дана залежність сили тяги Ρ від швидкості польоту(число М) при F₀ =1м²; ∆T= Т₃-Т₂= 1850K . З графіку виходить, що навіть при стискуванні з одним прямим стрибком ущільнення Ρ = 250 000 Η при Μ=3,0, а отже Ν=25000кВт. Такі великі потужності ППРД визначаються більшими витратами повітря. Питома витрата горючого, віднесена до сили тяги, різко зменшується зі збільшенням швидкості польоту(рис.6.2, в).

Турбокомпресорні ПРД(ТКПРД, рис.6.3,а) працюють з високою ефективністю і на середніх швидкостях літальних апаратів(0,5-1,0 М), оскільки ступень стискування повітря β_κ у них лише частково залежить від швидкості набігаючого потоку

Рис.6.3. Турбокомпресорні повітряно-реактивні двигуни:

а - принципові схеми: (1) - з відцентровим компресором: 1 - вхідний пристрій компресора, 2 - відцентровий компресор, 3 - камери згорання, 4 - турбіна, 5 - вихідне сопло; (2) - з осьовим компресором: 1 - вхідний пристрій компресора, 2 - осьовий компресор, 3 - камери згорання, 4 - двоступінчата турбіна, 5 - вихідне сопло; б - характер зміни сили тяги і питомої витрати пального залежно від числа оборотів (1) і від температури газів перед турбіною(2) (β_κ1.> β_κ2> β_κ3).

Основними параметрами, що визначають характеристики ТКПРД на будь-яких режимах польоту, являються β_κ і Т₃. Оскільки ж β_κ = f(n_к), то β_κ можна замінити n_к числом оборотів компресора. На рис14.4,б приведена залежність Ρ і N_е від n_к і Т₃.. Звідси видно, що основні режими ТКПРД виходять за наступних умов:

1. режим максимальної тяги при n_max і Т₃ = Т_mах;

2. режим найменшої питомої витрати пального;

а) n= n_max, Т₃ < T_mах;

б) n<n_max, Т₃ < T_mах

Регулювання здійснюється зазвичай зміною подачі палива(від чого залежить n_к) за допомогою відцентрового регулятора. ТКПРД працюють при β_κ = 8 - 10 і Т₃ = 1100 - 1300 К. Це дає, наприклад, при β_κ = 10, Μ = 1, Т₃ = 1200К і висоті польоту h=11000м ККД= 0,43 і b_е=0,205кг/(кВт год), т. е. кращу економічність, ніж у ДВС. Зазвичай двигун працює на режимах максимальної економічності. Тому завдання регулювання тяги зводиться до підтримки вказаних режимів.

У разі потреби короткочасного збільшення тяги — форсування ТКПРД — застосовують охолодження повітря, що стискається в компресорі, уприскуванням в нього рідини(води, спирту, їх суміші і т. п.) і спалювання додаткової кількості пального в спеціальній камері форсажу, поміщеній між турбіною і реактивним соплом. Перший метод вимагає великої витрати води, другої погіршує економічність ТКПРД, проте обоє вони(особливо другий) застосовуються, оскільки дозволяють значно збільшити тягу(до 30-40%).

Рідинні реактивні двигуни(РРД)(рис.6.4) використовують рідке пальне(головним чином вуглеводневі) і рідкі окисники(рідкий кисень, азотна кислота, перекис водню та ін.).

Подача енергокомпонентів здійснюється або насосами або витісненням стислим газом, який може утворюватися на борту ракети в результаті якої-небудь фізико-хімічної реакції(наприклад, розкладання перекису водню Н₂0₂) або зберігатися в стиснутому виді у балонах. Постійний тиск подачі підтримується редукційними клапанами.

Для займання(запалення) палива або запуску двигуна використовуються різні системи — піротехнічна(пороховий запал, запалюючись від електричної іскри, підпалює рідке пальне), хімічна(застосування самозаймистих рідких пальних) і т.п.

Показники РРД такі: зазвичай w= 2000 - 2500 м/с, а η_e = 0,25 - 0,40. Питома витрата суміші енергокомпонентів b_сум = 1,5-2,0 кг/кВт год.. Проте ці показники РРД, як теплових двигунів, не мають значення для їх використання на літальному апараті де важливі тягові характеристики РРД. Про потужність майбутніх РРД можна судити хоч би по сумарній тяговій потужності двигуна космічного корабля «Восток» — 20 млн. л. с.

Питома тяга сучасних РРД Р_пит = 2000-2500 Н/кг росте із збільшенням w_o, яка значною мірою визначається температурою Т₃ і відношенням тисків в камері і на зрізі сопла р₃/р_а. При збільшенні р₃ росте Т₃ і р₃/р_a: Т₃ - внаслідок того, що при високих тисках зменшується дисоціація молекул, а р₃ завдяки тому, що камери будують з урахуванням певного значення р_а, тобто необхідно домагатися постійності р_а при збільшенні р₃. Одночасно збільшуються витрати енергії на привід насоса для прокачування рідких енергокомпонентів. Тому в камерах згорання сучасних РРД р₃= 20 ~ 50бар.

Рис6.4.Схема двокомпонентного РРД

1 — магістраль пального; 2 — магістраль окисника; 3 — насос пального; 4 — насос окисник; 5 — турбіна; 6 — газогенератор; 7 — клапан газогенератора (пальне); 8 — клапан газогенератора (окисник); 9 — головний клапан пального; 10 — головний клапан окисника;

11 — вихлоп турбіни; 12 — змішувальна головка; 13 — камера згоряння;14 — сопло.

Оскільки питома тягова витрата суміші у РРД рівна b_е =3600/Р_пит, прийнявши Р_пит = 2250 Н/кг с, отримаємо b_е = 1,6 кг/Н тяги в годину. Для гвинтокрилих установок з бензиновими поршневими двигунами при швидкості польоту 600-700 км/ч на режимі N_e = N_emax витрата пального b_е=0,08 - 0,09 кг/Н тяги в годину, тобто в 18-20 разів менше, ніж витрата суміші в РРД.

РД мають дуже малу питому масу (~ 0,004-0,012 кг/Н тяги проти ~ 0,2 кг/Н тяги для гвинтокорилих установок) і питомий об'єм.

Твердопаливні реактивні двигуни (рис.6.5). У ТПРД як паливо використовуються балістичний порох та сумішеві палива. І ті і інші складаються з однорідної суміші горючих речовин (вуглець, водень) і окисника (кисню).

Сумішеві тверді палива забезпечують приблизно таку ж питому тягу, як і пороху, але перевершують їх за іншими якостями.

Щільність твердих палив складає 1,6-1,8 г/см³, що значно перевищує (у 1,5 разу) щільність рідких палив. Тому габарити ТПРД, як правило, менше, ніж у РРД.

Рис.6.5. Схема та характеристики ТПРД.

a - принципова схема типового ТПРД(А - камера згорання, Б - сопло) : 1 - заряд твердого палива, 2 - внутрішній канал заряду, 3 - запальник, 4 - тугоплавкий вкладиш сопла, 5 - пружина, що допускає розширення заряду при нагріві, 6 - клапан скидання надлишкового тиску в камері згорання, 7 - кріпильне кільце, 8 - соплова кришка, 9 - заглушка, 10 - монтажний бугель, 11 - бронювання заряду, 12 - теплоізоляція, 13 - пружина, що допускає розширення порохової шашки при нагріві, 14 - опорна пластина пружини, 15 - вузол кріплення двигуна; б - внутрішні характеристики ТТРД : (1) - залежність тиску в камері згорання від форми заряду : 1 - прогресивне горіння, 2 - горіння з постійною поверхнею, 3 - регресивне горіння; (2) - залежність швидкості горіння від тиску і температури в камері згорання

Велике значення має швидкість горіння w_г.. Ця обставина призводить до залежності показників ТПРД від зовнішніх умов, наприклад сезону (зима-літо), що створює незручності і є недоліком ТПРД. Вона залежить від р₃ і Т₃ в камері. Швидкість поверхневого горіння твердих палив при тиску в камері 50-100бар складає 5-15 мм/с.

Перевагою ТПРД є простота їх конструкції і робочого процесу. Крім того, ТПРД може тривалий час зберігатися в спорядженому стані, і пуск його здійснюється швидко і легко