книги из ГПНТБ / Наумец С.М. Основы теории и устройства авиационных силовых установок конспект лекций

Тяговая мощность реактивного двигателя (мощность, раз­ виваемая силой тяги), как видно из формулы (1), прямо про­ порциональна скорости полета.

Кроме того, реактивные двигатели имеют и дрУгие преиму­ щества перед поршневыми: простоту конструкции, возможность получения больших значений тяги при относительно небольшом весе и габаритах, а также практически неизменную тягу в рабочем диапазоне скоростей.

Широкое внедрение реактивных двигателей в авиации не исключило применения воздушных винтов. Для дозвуковых самолетов оказалось выгодным применение винта, приводи­ мого во вращение турбиной воздушно-реактивного двигателя (турбовинтовые двигатели).

Широкий круг задач, решаемых с помощью летательных аппаратов различного назначения, значительный диапазон не­ обходимых для их решения скоростей и высот полета и вызван­ ная этими обстоятельствами противоречивость требований к авиационным двигателям привели к тому, что в настоящее время применяется весьма значительное количество типов авиационных двигателей.

§ 3. КЛАССИФИКАЦИЯ И ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Наиболее существенным признаком, определяющим как область применения двигателей, так и свойства летательных аппаратов, является источник массы, отрабатываемой двигате­ лем. В зависимости от источника массы реактивные двигатели делятся на воздушно-реактивные и ракетные (рис. 3).

Ракетные двигатели отбрасывают массу, запасенную на борту летательного аппарата в виде топлива (горючего и окис­ лителя), которое является не только источником энергии, но и источником отбрасываемой массы.

Топлива ракетных двигателей могут быть твердыми (по­ рох), и тогда двигатели носят название пороховых ракетных двигателей (ПРД), и жидкими (жидкое горючее и жидкий окислитель), и тогда двигатели называются жидкостными ра­ кетными двигателями (ЖРД).

Достоинства ракетных двигателей:

— поскольку все необходимое для работы ракетных двига­ телей находится на борту летательного аппарата, они могут работать в любой среде и создавать тягу на любой скорости полета. Следовательно, ракетные двигатели представляют со­ бой единственный тип силовой установки, обеспечивающей освоение космического пространства;

10

r

— отсутствие вращающихся частей в горячей части ракет­ ного двигателя позволяет достигать высоких температур и дав­ лений газов в камере сгорания, а следовательно, получать высокие скорости истечения. Это дает возможность уменьшить массу отбрасываемых газов. Вес и габариты такого двигателя при одинаковой тяге в сравнении с другими типами двигателей оказываются меньшими. Чем меньше отбрасываемая масса и больше скорость отбрасывания, тем совершеннее ракетный двигатель во всех отношениях;

— простота конструкции, особенно Г1РД.

Однако ракетные двигатели имеют существенный недоста­ ток— большой расход топлива.

Большой расход топлива (низкая экономичность) ракетных двигателей объясняется тем, что они, кроме горючего, расхо­ дуют окислитель, содержащийся на борту, причем в 2,5—3 раза больше, чем горючего.

Низкая экономичность Г1РД и ЖРД не позволяет получить приемлемую продолжительность и дальность полета аэроди­ намических летательных аппаратов, поэтому эти двигатели в авиации в качестве основных силовых установок не использу­ ются, а применяются лишь в качестве ускорителей.

Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) основную часть отбрасываемой массы (более 95—96%) черпают в виде возду­ ха из окружающей среды. Как следствие этого показатели ВРД

11

в сильной степени зависят от высоты и скорости полета, а их область применения оказывается ограниченной (рис. 4).

Рис. 4. Области применении реактивных двигателей

, Граница применения ВРД по высоте зависит от скорости полета и соответствует значениям скоростного напора, при ко­ тором обеспечиваются устойчивое горение топлива в камере сгорания и получение необходимцх тяг. Так, например, пре­ дельная высота применения ВРД на больших сверхзвуковых скоростях полета превышает высоту дозвукового полета в

2—3 раза.

Область возможного применения ВРД оказывается ограни­ ченной и по скор'остц полета. При достижении достаточно боль­ ших скоростей полета температура воздуха, входящего в каме­ ру сгорания, становится близкой к температуре, выдержива­ емой элементами проточной части двигателя. В этих условиях подвод тепла к каждому килограмму воздуха в камере сгора­ ния приходится уменьшать (путем уменьшения подачи топли­ ва), и он оказывается недостаточным для получения тяги, необходимой для полета. Границы области применения ВРД

12

определяются уровнем развития двигателей и поэтому до не­ которой степени являются условными.

Существенным отличием ВРД, выгодно отличающим их от ракетных двигателей, является высокая экономичность, так как

дальности и продолжительности аэродинамических летатель­ ных аппаратов.

На летные свойства аппаратов с ВРД в первую очередь влияет способ сжатия воздуха в двигателе перед процессом сгорания. По способу сжатия воздуха воздушно-реактивные двигатели делятся на бескомпрессорные и компрессорные.

Бескомпрессорные ВРД. Сжатие воздуха в бескомпрессорном ВРД осуществляется за счет скоростного напора, возника­ ющего при движении летательного аппарата. Примером бескомпрессорного ВРД является прямоточный двигатель (ПВРД), у которого сжатие воздуха и поступление его в каме­ ру сгорания возможны лишь только при движении летательно­ го аппарата. Принципиальная схема ПВРД показана на рис. 5.

Рис. 5. Принципиальная схема ПВРД:

Я—2—входное устройство: 2—3—камера сгорания; J —5—реактивное сопло; я—форкаме- ра (зажигательное устройство); кольцевые стабилизаторы пламени; «—форсунки

Бескомпрессорные ВРД не могут обеспечить взлет и разгон летательного аппарата; их применение возможно лишь в ком­ бинации с другими типами двигателей, создающих достаточную тягу на взлете и в процессе разгона.

Компрессорные ВРД. Принципиальная схема компрессор­ ного турбореактивного двигателя показана на рис. 6.

13

Рис. 6. Принципиальная схема 'ГРД:

/ —входное устройство: II—компрессор; III—камера сгорания: /V —турбина двигателя; У—форсажная камера;

VI—реактивное сопло

полета, чем показатели бескомпрессорных ВРД. Так, например, до ЛТ =1,0 тяга компрессорного двигателя с изменением скоро­ стей изменяется незначительно. Благодаря компрессору, обес­ печивающему подачу воздуха в камеру сгорания с высоким давлением, компрессорные ВРД имеют решающее преимуще­ ство над бескомпрессорными ВРД в области малых скоростей полета. Вместе с тем из-за повышения температуры воздуха в компрессоре и сравнительно низкой максимальной температу­

дится тепла меньше, чем у бескомпрессорных двигателей. Турбореактивные двигатели (ТРД) устанавливаются на са­

молетах, достигающих сверхзвуковых скоростей полета. Они могут применяться и в качестве двигателей для крылатых ракет.

К компрессорным двигателям относятся также двухконтур­ ные (Д'ГРД) и турбовинтовые двигатели (ТВД).

Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный

(компрессорный) двигатель, турбина которого развивает боль­ шую мощность, чем требуется для вращения компрессора, а избыточную мощность передает на воздушный винт, жестко связанный через редуктор с ротором двигателя. Тепло, подво­ димое к ТВД, используется на вращение винта и создание тяги

позволяют получить хорошие взлетно-посадочные характери­ стики самолетов и обладают высокой экономичностью на ма­ лых скоростях полета. Эти двигатели нашли широкое примене­ ние в дозвуковой транспортной и бомбардировочной авиации, а также на вертолетах. Принципиальная схема устройства ТВД показана на рис 7.

Рис. 7. Принципиальная схема ТВД:

/—воздушный винт; 2- редуктор; 3—компрессор; 4—камера сгорания; 5—турбина; б—реактивное сопло

Двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД)

Двигатели этого типа являются разновидностью турбовин­ товых двигателей, в которых избыточная мощность газовой турбины передается не па винт, а на вентилятор, заключенный в кольцевом туннеле.

Принципиальная схема ДТРД показана на рис. 8. ДТРД при одинаковом расходе топлива (в сравнении с ТРД) обеспе­ чивает получение больших тяг на небольших сверхзвуковых скоростях полета.

Рис. 8. Схема двухконтурного ТРД:

/ —входное устройство; 2 —вентилятор; ,3—кольцевой туннель; 4—компрессор; 7 камера сгорания; //—турбина; 7-реактивное сопло; ^-форсунки второго контура

ДТРД до последнего времени широко не применялись. Однако в настоящее время наблюдается тенденция все боль­ шего распространения ,их в качестве двигателей дозвуковых и сверхзвуковых самолетов, а также самолетов вертикального взлета и посадки.

§ 4. СХЕМА, ПРИНЦИП РАБОТЫ И РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС

ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

16

ходе, чем на входе. Подача воздуха в камеру сгорания обеспе­ чивается компрессором, а в полете также за счет скоростного напора в результате движения летательного аппарата. В воз­ душный поток в камеру сгорания посредством специальных форсунок впрыскивается топливо, нагнетаемое под большим давлением (ризб до 100 кГ/см2) топливной аппаратурой двига­ теля.

В комплект топливной аппаратуры входят:

— насос-регулятор, конструктивно представляющий собой плунжерный насос переменной производительности. Насос-ре­ гулятор „ снабжен различными устройствами, обеспечивающими автоматическую настройку производительности насоса на ре­ жим работы двигателя, устанавливаемый по желанию летчика, и автоматическое поддержание его неизменным при изменении эксплуатационных условий (высоты, скорости полета и др.). Насос-регулятор имеет также автоматы, обеспечивающие на­ дежный запуск двигателя как на земле, так и в полете, устой­ чивую работу на переходных режимах, и ряд ограничителей. Приводится во вращение насос-регулятор от ротора двигателя;

— системы жестких и гибких топливных трубопроводов высокого и низкого давления, обеспечивающих подвод топлива от насоса-регулятора к форсункам;

— топливные форсунки, обеспечивающие тонкий распыл топлива и впрыск его в воздушный поток в камере сгорания.

Горение распыленного топлива в камере сгорания происхо­ дит за счет кислорода, имеющегося в составе воздуха. Ускоре­ ние проходящего через двигатель потока осуществляется бла­ годаря подогреву воздуха в камере сгорания, возрастанию его потенциальной энергии и последующего расширения в реактив­ ном сопле, т. е. превращения потенциальной энергии в кине­ тическую.

При этом скорость истечения газов на выходе из реактив­ ного сопла оказывается значительно большей, чем на входе в двигатель. Характер изменения параметров р, Т и С газового потока вдоль двигателя показан на рис. 6.

2 С. М. Наумец

»«АуЧно-т«.хнмч£;са*д

БИ БЛ И О Т ЕКА СО С Р

При работе двигателя на месте и на взлете давление и тем­ пература на участке Н — 1 падают, а скорость потока возра­ стает, достигая на входе в компрессор 200 мкек и более. Раз­ гон воздуха в данном случае осуществляется в результате подсасывающего действия компрессора. На больших скоростях полета на участке Н— 1 поток тормозится, т. е. скорость умень­ шается, а давление и температура возрастают. В компрессоре воздуху сообщается механическая работа. Вследствие этого давление и температура возрастают. Скорость потока вдоль компрессора обычно снижается незначительно.

В камере сгорания за счет подвода тепла температура газа возрастает, достигая перед турбиной 850—950°С и выше.

Скорость движения газа в камере сгорания увеличивается примерно от 80 до 170—200 мкек, а давление падает.

Втурбине происходит расширение газа, сопровождающееся падением давления и температуры.

Вфорсажной камере на первом ее'участке поток приторма­ живается с целью обеспечения устойчивого горения, затем в процессе нагрева его скорость вдоль камеры несколько увели­ чивается. Температура газа возрастает, достигая примерно

1700—1800°С.

Вреактивном сопле происходит дальнейшее расширение газа. При этом давление и температура падают, а скорость потока возрастает.

Изменение параметров газа в ТРД можно изобразить гра­ фически в координатах р— v в виде совокупности термодинами­ ческих процессов, происходящих в двигателе.

Совокупность термодинамических процессов, в результате которых рабочее тело возвращается в исходное положение, называется круговым процессом, или циклом.

Для выявления и анализа главных свойств и особенностей ТРД как тепловой машины воспользуемся сначала идеальным термодинамическим циклом.

Для идеальных циклов принимаются следующие допуще­ ния:

—рабочим телом на протяжении всего цикла является воздух;

—теплоемкость воздуха не зависит от температуры;

—во всех элементах двигателя отсутствуют какие-либо

потери (тепловые, гидравлические, механические).

В основе рабочих процессов всех существующих ТРД лежат термодинамические циклы с подводом тепла при постоянном давлении.

Для современных ТРД основными разновидностями термо­ динамических циклов с подводом тепла при постоянном давле-

18

нии являются простые циклы с адиабатическим сжатием и рас­ ширением воздуха (рис. 9).

р * г /'* 'г

и\ Я г

V -V А

Рис. 9. Идеальный цикл с подводом тепла при адиабати­ ческом сжатии:

Н—1 — адиабата сжатия во входном устройстве за счет скоростного

газо на турбине; 4—5—адиабата расширения газа в реактивном сопле; 5—Й — отвод тепла (фактически выброс газов в атмосферу) Площадью Н12345 изображается полезная работа цикла 1 Ц:

Полезная работа цикла ТРД получается за счет разности подводимого и обводимого тепла газу в двигателе и использует­ ся для ускорения газового потока.

Экономичность идеального цикла или степень превращения подводимого тепла в полезную работу оценивается термиче­ ским к. п. д., равным отношению тепла, превращенного в полез­ ную работу идеального цикла, к теплу, подводимому извне в данном цикле:

Qi Q2__ 1 _ Qi

Qi Qi'

Термический к. п.д. всегда меньше единицы, так как для осуществления замкнутого цикла согласно второму закону термодинамики необходимо отводить тепло, т. е. Q2>0. Одна из формулировок второго закона термодинамики такова: невоз­ можно построить периодически действующую машину, которая все подведенное тепло превращала бы в работу. Другими сло­ вами, для периодического преобразования тепла в работу надо