3.5.2 Пульсирующий воздушно-ракетный двигатель (ПуВрд)

Схема ПуВРД представлена на рис.3.16.

Рис.3.16.Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя:

1. диффузор,2- клапанное устройство; 3- форсунки; 4 – камера сгорания;5 – сопло; 6- выхлопная труба.

Топливо впрыскивается через форсунки 3, образуя топливную смесь с воздухом, сжатым в диффузоре 1.

Воспламенение топливной смеси производится в камере сгорания 4, от электрической свечи. Горение топливной смеси, впрыскиваемой в определенных количествах, длится сотые доли секунды. Как только давления в камере сгорания становится больше давления воздуха перед клапанным устройством, происходит закрытие пластинчатых клапанов. При достаточно большом объеме сопла 5 и выхлопной трубы 6, установленной специально для увеличения объема, создается подпор газов, находящихся в камере сгорания. За время сгорания топлива изменение количества газов в объеме за камерой сгорания пренебрежимо мало, поэтому считают, что горение идет при постоянном объеме.

После сгорания порции топлива давление в камере сгорания понижается так, что клапаны 2 открываются и впускают новую порцию воздуха из диффузора.

На рис.3.17. представлен идеальный термодинамический цикл пульсирующего ВРД.

Процессы цикла:

1-2 – сжатие воздуха в диффузоре;

2-3 – изохорный подвод теплоты в камере сгорания;

3-4 – адиабатное расширение газов в сопле;

4-1 – изобарное охлаждение продуктов сгорания в атмосфере при с отводом теплоты .

Рис.3.17. Цикл ПуВРД.

Как следует из рис.3.17 , цикл ПуВРД не отличается от цикла ГТУ с изохорным подводом теплоты. Тогда по аналогии с (3.8.) можно сразу записать формулу для термического КПД ПуВРД

(3.20.)

Где

- степень добавочного повышения давления в камере сгорания;

– степень повышения давления в диффузоре.

Таким образом, у пульсирующего ВРД термический КПД больше, чем у ПВРД за счет большей среднеинтегральной температуры теплоподвода.

Усложнение конструкции ПуВРД повлекло за собой увеличение его массы по сравнению с ПВРД.

3.5.3. Компрессорные турбореактивные двигатели (трд)

Эти двигатели получили наибольшее распространение в авиации. В ТРД происходит двухступенчатое сжатие воздуха (в диффузоре и в компрессоре) и двухступенчатое расширение продуктов сгорания топливной смеси (в газовой турбине и в сопле).

Принципиальная схема ТРД представлена на рис 3.18.

Рис.3.18. Принципиальная схема ТРД и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте:

1-диффузор;2-осевой компрессор;3- камера сгорания; 4- газовая турбина; 5- сопло.

Давления набегающего потока воздуха сначала повышается в диффузоре 1, а затем в компрессоре 2. Привод компрессора осуществляется от газовой турбины 4. Топливо подается в камеру сгорания 3, где вместе с воздухом образует топливную смесь и сгорает при постоянном давлении. Продукты сгорания сначала расширяются на лопатках газовой турбины 4, а затем в сопле. Истечение газов из сопла с большей скоростью создает силу тяги, движущую самолет.

Идеальный термодинамический цикл ТРД аналогичен циклу ПВРД, но дополняется процессами в компрессоре и турбине (рис.3.19).

Рис.3.19. Идеальный цикл ТРД в P-V диаграмме

Процессы цикла:

1-2 – адиабатное сжатие воздуха в диффузоре;

2-3 - адиабатное сжатие воздуха в компрессоре;

3-4 – изобарный подвод теплоты от сгорания топливной смеси в камере сгорания;

4-5 – адиабатное расширение продуктов сгорания на лопатках турбины;

5-6 – адиабатное расширение продуктов сгорания в сопле;

6-1 – охлаждение продуктов сгорания в атмосфере при постоянном давлении с отдачей теплоты .

Термический КПД определяется по формуле (3.19):

(3.21.)

Где

– результирующая степень повышения давления воздуха в диффузоре и компрессоре.

Благодаря более высокой, чем у ПВРД степени сжатия ТРД имеет более высокий термический КПД. Без каких-либо стартовых ускорителей ТРД развивает необходимую силу тяги уже на старте.