|
Принцип построения данной классификации авиационных двигателей
Наиболее общей и важной особенностью всей совокупности двигателей является
возможность разделения ее на две принципиально отличные группы: группу
двигателей, способных работать только в пределах атмосферы, и группу
двигателей, не требующих для своей работы наличия атмосферы.
Практически важное отличие этих двух групп двигателей заключается в
использовании двигателями первой группы в качестве основной массы рабочего
тела атмосферы (воздуха), тогда как у двигателей второй группы рабочее тело
находится на борту летательного аппарата.
Двигатели первого типа назовем атмосферными или, применительно к земным
условиям, воздушными, а второго типа - ракетными.
Воздушные двигатели, в дальнейшем, делятся на двигатели, у которых тепловая
машина и движитель не совмещаются в одном агрегате, и на двигатели, у которых
тепловая машина и движитель представляют собой единый агрегат.
Двигатели первой группы условно назовем винтовыми воздушными двигателями и
второй - реактивными воздушными двигателями.
Как известно, основными представителями группы винтовых воздушных двигателей
являются винто-моторные и турбовинтовые двигатели, имеющие одинаковые
движители (воздушный винт), но отличающиесяразличными типами тепловых машин;
у винто-моторных двигателей машина представляет собой мотор, у турбовинтовых
двигателей - турбокомпрессор.
Группу реактивных воздушных двигателей представляют турбореактивные воздушные
двигатели (турбореактивные двухконтурные или турбовентиляторные двигатели,
турборакетные двигатели, турбореактивные двигатели) и прямоточные
воздушно-реактивные двигатели (прямоточные реактивные двигатели и
ракетно-прямоточные двигатели), принципиальное отличие которых заключается в
отличии у прямоточных воздушно-реактивных двигателей сжатия воздуха за счет
подвода механической энергии в тракте двигателя. Необходимое для работы
двигателя повышение статического давления происходит только за счет торможения
движущегося во входном устройстве воздухозаборника воздуха.
Классификацию ракетных двигателей начнем исходя из рода энергии, используемой
в движителях. Тогда ракетные двигатели делятся на двигатели с ядерным
топливом, на двигатели с электро-ядерным топливом и на двигатели с химическим
топливом. Последние можно подразделить на ракетные двигатели, использующие
жидкое топливо и на двигатели, использующие твердое топливо.
На схеме имеется несколько связей, объединяющих разные группы (эти связи
серого цвета). Они показывают имеющиеся те или иные существенные свойства,
относящиеся одновременно к двум группам. Например турбореактивный
двухконтурный двигатель образует тягу как за счет внутреннего контура,
представляющего тепловую машину (как в турбореактивном двигателе), так и за
счет внешнего контура, представляющего собственно движитель, отдельный от
тепловой машины (как в турбовинтовом двигателе).
Ракетно-прямоточный двигатель конструктивно выполнен как сочетание ракетного
двигателя (на жидком или твердом топливе) и прямоточного двигателя.
Винто-мотрные (поршневые)
двигатели
1 - поршень; 2 - щатун; 3 - коленчатый вал; 4 - впускной клапан; 5 -
выпускной клапан; 6 - цилиндр двигателя
Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные
четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров
поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации
находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.
Поршневые двигатели различают по способу смесеобразования топлива с воздухом.
Образование смеси осуществляется либо непосредственно в цилиндрах, либо в
специальном устройстве, называемом карбюратором, откуда в цилиндр поступает
готовая смесь. В зависимости от способа смесеобразования поршневые
авиационные двигатели подразделяются на карбюраторные и двигатели с
непосредственным впрыском.
Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом
тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления
образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное
движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение
коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между
цилиндром с поршнем и коленчатым валом.
Турбовинтовые двигатели
1 - воздушный винт; 2 - редуктор; 3 - компрессор; 4 - камера сгорания; 5 -
турбина; 6 - выходное устройство
Для современных самолетов, обладающих большой грузоподъемностью и
дальностью полета, нужны двигатели, которые могли бы развить необходимые тяги
при минимальном удельном весе. Этим требованиям удовлетворяют турбореактивные
двигатели. Однако они неэкономичны по сравнению с винтомоторными установками
на небольших скоростях полета. В связи с этим некоторые типы самолетов,
предназначенные для полетов с относительно невысокими скоростями и с большой
дальностью, требуют постановки двигателей, которые сочетали бы в себе
преимущества ТРД с преимуществами винтомоторной установки на малых скоростях
полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигатели (ТВД).
Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный авиационный двигатель, в
котором турбина развивает мощность, большую потребной для вращения
компрессора, и этот избыток мощности используется для вращения воздушного
винта.
Турбовинтовой двигатель состоит из тех же узлов и агрегатов, что и
турбореактивный. Однако в отличие от ТРД на турбовинтовом двигателе
дополнительно смонтированы воздушный винт и редуктор. Для получения
максимальной мощности двигателя турбина должна развивать большие обороты (до
20000 об/мин). Если с этой же скоростью будет вращаться воздушный винт, то
КПД последнего будет крайне низким, так как наибольшего значения КПД винта на
расчетных режимах полета достигает при 750-1500 об/мин. Для уменьшения оборотов
воздушного винта по сравнению с оборотами газовой турбины в турбовинтовом
двигателе устанавливается редуктор. На двигателях большой мощности иногда
используют два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем работу
обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор.
В некоторых турбовинтовых двигателях компрессор приводится во вращение одной
турбиной, а воздушный винт - другой. Это создает благоприятные условия для
регулирования двигателя.
Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и лишь
незначительно за счет реакции газовой струи.
В турбовинтовых двигателях применяются многоступенчатые турбины (число
ступеней от 2 до 6), что диктуется необходимостью срабатывать на турбине ТВД
большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, применение
многоступенчатой турбины позволяет снизить ее обороты и, следовательно,
габариты и вес редуктора.
Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же
элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД.
Так же, как и в ТРД, воздушный поток, предварительно сжатый во входном
устройстве, подвергается основному сжатию в компрессоре, и далее поступает в
камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо.
Образовавшиеся в результате сгорания топливовоздушной смеси газы обладают
высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где,
почти полностью расширяясь, производят работу, которая затем передается
компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа
практически равно атмосферному.
В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, получаемая только за счет
реакции вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10—20% суммарной
силы тяги.
Турбореактивные двухконтурные
двигатели
1 - входное устройство; 2 - компрессор низкого давления; 3 - компрессор
высокого давления; 4 - камера сгорания; 5 - турбина; 6 - выходное устройство
внешнего контура; 7 - выходное устройство внутреннего конура
Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших
дозвуковых скоростях полета привело к созданию турбореактивных двухконтурных
двигателей (ТРДД).
В отличие от ТРД обычной схемы в ТРДД газовая турбина приводит во вращение
(помимо компрессора и ряда вспомогательных агрегатов) низконапорный
компрессор, называемый иначе вентилятором второго контура. Привод вентилятора
второго контура ТРДД может осуществляться и от отдельной турбины,
располагаемой за турбиной компрессора.
Первый (внутренний) контур ТРДД представляет собой схему обычного ТРД. Вторым
(внешним) контуром является кольцевой канал с расположенным в нем
вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигатели называют иногда
турбовентиляторными.
Работа ТРДД происходит следующим образом. Набегающий на двигатель воздушный
поток поступает в воздухозаборник и далее одна часть воздуха проходит через
компрессор высокого давления первого контура, другая - через лопатки
вентилятора (компрессора низкого давления) второго контура. Так как схема
первого контура представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процесс в
этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Действие вентилятора второго
контура подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в
кольцевом канале.
Благодаря наличию второго контура в ТРДД масса воздуха, вытекающая из него с
малой скоростью, смешивается с газовым потоком, выходящего из первого
контура, и тем самым общая скорость газовоздушного потока снижается,
приближаясь к скорости полета самолета. Таким образом, чем больше степень двухконтурности
ТРДД, тем меньше скорость истечения газа из выходного устройства и тем выше
тяговый коэффициент полезного действия. Это очень важное преимущество ТРДД
перед ТРД, применяемых на самолетах, предназначенных для полетов с
дозвуковыми скоростями.
ТРДД могут найти применение и на сверхзвуковых летательных аппаратах, но в
этом случае для увеличения их тяги необходимо предусматривать сжигание
топлива во втором контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ТРДД
иногда осуществляется сжигание дополнительного топлива либо в воздушном
потоке второго контура, либо за турбиной первого контура.
При сжигании дополнительного топлива во втором контуре необходимо увеличивать
площадь его реактивного сопла для сохранения неизменными режимов работы обоих
контуров. При несоблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор
второго контура уменьшится вследствие повышения температуры газа между
вентилятором и реактивным соплом второго контура. Это повлечет за собой
снижение потребной мощности для вращения вентилятора. Тогда, чтобы сохранить
прежние числа оборотов двигателя, придется в первом контуре снизить
температуру газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяги в первом
контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточным, а в некоторых случаях
суммарная тяга форсированного двигателя может оказаться меньше суммарной тяги
обычного ТРДД. Кроме того, форсирование тяги связано с большими удельными
расходами топлива. Все эти обстоятельства ограничивают применение данного
способа увеличения тяги. Однако форсирование тяги ТРДД может найти широкое
применение при сверхзвуковых скоростях полета.
Турборакетные двигатели
Турбина турборакетного двигателя (ТРкД), приводящая в движение компрессор, работает
от газогенератора, представляющего собой ракетный двигатель на жидком
топливе. Характеристики такого двигателя типичны для ТРД, разновидностью
которого его можно считать.
Турбореактивные двигатели
 
1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - газовая
турбина; 5 - выходное устройство
Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора,
камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.
Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя.
В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в
конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство
способствует повышению давления воздуха перед компрессором.
Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В
турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные и осевые.
В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на
воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из
компрессора.
В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается
лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее
широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым
компрессором.
Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор
(неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во
входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание
в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению
лопаток.
Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих
лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси
вращения. Роторы подразделяют на барабанные, дисковые и барабаннодисковые.
Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток,
закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим
аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью
компрессора.
В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются
многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия
воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы
воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени.
Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий
аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат устанавливаемый перед
компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может
отсутствовать.
Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера
сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры
сгорания выполняются трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми.
Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и
наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней
части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель,
служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для
подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание
топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными
запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой
жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси
во всех камерах.
Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной
наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала
устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы-завихрители
и форсунки.
Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего
кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются
индивидуальные жаровые трубы.
Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях
газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть
одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам
турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса,
состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие
колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор. Сопловые
аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность
неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется
ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи
елочного замка.
Выпускное устройство состоит из выпускной трубы внутреннего конуса, стойки и
реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на
самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается
удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и
нерегулируемым выходным сечением.
В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях
не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.
Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете
воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в
компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и
частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в
потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух
подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым
компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно
лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В
установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих
аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование
приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию
давления.
В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет
воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается
лопатка быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы
отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее
вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.
Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте.
Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру
сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух),
составляющая 25—35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в
жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха
(вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая
последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая
температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью
лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые
отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.
Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной
смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным
воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом.
При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным
устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь
поджигается уже имеющимся факелом пламени.
Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой
температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой
аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до
450—500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной)
энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки
турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу
вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал
двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.
В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс
преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения
турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В
первом случае газовая турбина называется активной, во втором - реактивной. Во
втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей
газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового
потока.
Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя
(реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость
возрастает до 660-650 м/сек (в земных условиях).
Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе
преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и
выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение
турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть - на
ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).
Прямоточные реактивные двигатели
Существует три основных типа прямоточных
воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), использующих химическую энергию:
- "дозвуковой" ПВРД для дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростей
полета (М < 1,5-2,0);
- ПВРД для работы на умеренных сверхзвуковых скоростях (СПВРД) (М <
5,0-7,0);
- двигатель для работы на больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях
(ГПВРД) (М > 5,0-7,0).
Все три типа двигателей состоят из трех обязательных элементов: диффузора,
камеры сгорания и сопла.
Диффузор служит для повышения статического давления движущегося относительно
его поверхности воздуха при его торможении.
Диффузор "дозвукового" ПВРД представляет собой расширяющийся канал,
где при отсутствии отрыва потока от стенок уменьшается скорость потока и соответственно
повышается статическое давление. Если такой диффузор работает на
сверхзвуковой скорости (М > 1,0), то торможение воздуха на нормальных
режимах работы диффузора происходит также и в прямом скачке, находящемся либо
впереди входа, либо в его плоскости.
В диффузоре СПВРД торможение воздуха происходит в системе скачков,
определяемой геометрией иглы диффузора и числом М, а затем после перехода к
дозвуковому течению - в расширяющейся части канала.
При оптимальном режиме работы диффузора переход к дозвуковой скорости в
рабочем диапазоне числа М, как правило совершается в районе горла диффузора.
Диффузор ГПВРД характерезуется тем, что торможение потока происходит по
существу только при обтекании иглы диффузора, скорость потока после
торможения остается сверхзвуковой, "дозвуковая" расширяющаяся часть
отсутствует.
Камера сгорания является элементом двигателя, в котором выделяется тепло с
соответствующим повышением температуры рабочего тела. Выделение тепла
происходит за счет химических реакций, где окислителем является кислород
воздуха, а горючим - химическое соединение (топливо), находящиеся на борту
летательного аппарата.
Любая камера сгорания ПВРД с дозвуковой скоростью потока выполнена из
типичных элементов. К таким элементам относится форкамера - устройство,
обеспечивающее мощный пламенный мсточник поджигания основного количества
горючей смеси. Форкамера представляет собой небольшую камеру сгорания с малой
скоростью движения горючей смеси.
Для обеспечения устойчивой работы, сокращения длины камеры применяются
стабилизирующие устройства, представляющие собой плохо обтекаемые тела -
отдельные конусы, кольца из углового профиля. Зона обратных потоков,
образующаяся за стабилизаторами, обеспечивает необходимую устойчивость работы
камеры сгорания.
Смесеобразование достигается с помощью топливного коллектора, представляющего
собой обычно кольцо, выполненное из трубки круглого или эллиптического
сечения, в которое подается горючее. Горючее попадает в камеру сгорания через
форсунки, установленные на кольце коллектора. Подача горючего может
осуществляться как против потока, так и по его направлению. Коллектор
устанавливается на небольшом расстоянии перед каждым стабилизатором.
Камера сгорания ГПВРД не может быть выполнена, как камера сгорания
"дозвукового" ПВРД или СПВРД, так как всякое загромождение сечения
при числе М > 1,0 потока приведет к образованию сильных возмущений с
переходом сверхзвукового потока в дозвуковой. Поэтому камера сгорания ГПВРД
представляет собой свободный канал, подача горючего в который происходит со
стенок и рассредоточена по длине.
Воспламенение горючей смеси может достигаться за счет высокой температуры в
потоке или пристеночном пограничном слое. Не исключено поджигание горючего
специально организованными "факельными" источниками, которые могут
быть образованы при истечении продуктов сгорания твердого топлива в
специальном газогенераторе. Возможно также создание специальных горелок с
подачей в них жидкого горючего и окислителя и образование дежурного факела,
который может действовать без ограничения времени работы. Процесс сгорания
топлива в камере сгорания ГПВРД может осуществляться с использованием
детонационного горения. Резкий подъем давления и температуры в скачке
ускоряет воспламенение и горение топлива.
Назначение сопла ПВРД, так же как и в ракетном двигателе, является достижение
максимально возможного статического давления в камере сгорания (что
достигается подбором соответствующего значения критического сечения сопла),
преобразование избыточного давления в кинетическую энергию истекающих газов,
если давление в камере больше давления в окружающей среде.
На ПВРД возможно использование регулируемого сопла, что способствует работе
двигателя с минимальными потерями полного давления по тракту, а в
"идеальном" случае вообще без потерь.
Ракетно-прямоточные двигатели
а - РПД с раздельными камерами смешения и догорания (РПДэ); б - РПД с единой
камерой смешения-сгорания; в - РПД на твердом топливе; г - РПД с кольцевой
камерой эжектора.
Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) представляет собой двигатель
прямоточной схемы, в воздушном контуре которого установлены ракетные
двигатели. Газообразные продукты первичного сгорания топлив в камере
ракетного двигателя истекают из его сопла в прямоточный воздушный тракт
непосредственно за диффузором. Реактивные газы РкД, обладающие высокой
температурой и большой кинетической энергией, смешиваются с воздухом в камере
эжектора, повышая его полное давление и температуру. В воздушном контуре РПД
могут устанавливаться дополнительные коллекторы, через которые жидкое горючее
вводится непосредственно в воздух или в смесь газов. Сгорая в свободном
кислороде воздуха, это горючее повышает температуру газов перед их истечением
из сопла комбинированной установки. Подмешивание атмосферного воздуха к реактивной
струе позволяет увеличить импульс последней.
РПД обладает промежуточными характеристиками между РкД и ПВРД, более высокой
тягой, чем ПВРД, и более высокой экономичностью, чем ЖРД. Таким образом, он
может охватить так называемую "мертвую" зону в характеристиках этих
двигателей. В зависимости от требования можно изменять долю ракетного и
прямоточного контуров и, таким образом, иметь характеристики РПД, более
близкие к РкД или ПВРД. В принципе компоновка РПД позволяет осуществить
переход комбинированного двигателя целиком на прямоточный режим работы. Это
целесообразно осуществить при скоростях полета, когда тяговые характеристики
СПВРД оказываются достаточными для выполнения технической задачи (обычно это
числа М = 2,5-3,0). На большой высоте, когда плотность атмосферного воздуха
мала и воздушный контур РПД имеет малую долю тяги, возможно форсировать РПД
за счет повышения тяги РкД, установленного в его тракте.
Ракетные двигатели на ядерном и
электро-ядерном топливе
Ракетные двигатели на ядерном топливе (ЯРД) и ракетные двигатели
электро-ядерно топливе (ЭЯРД) используют, по существу, один и тот же тип
энергии - ядерную. Различие состоит в том, что в ЯРД ядерная энергия
преобразуется в тепловую с целью повышения температуры рабочего тела, а для
ЭЯРД ядерная энергия с помощью специальных элементов преобразуется в
электрическую энергию, которая и является основой работы движителя. ЯРД и
ЭЯРД резко отличаются по устройству, организации рабочего процесса, тяговым и
экономическим характеристикам, что связано непосредственно с родом
применяемой в движителях энергии. Двигатели такого класса распространения не
имели.
Ракетные двигатели на химическом
топливе (жидкое или твердое)
На картинке изображена принципиальная схема ракетного
двигателя с изображением эпюр давлений, действующих на внутреннюю и внешнюю
поверхности камеры сгорания и сопла.
Принцип работы ракетного двигателя (РкД) прост. Топливо вместе с окислителем
(который находится на борту летательного аппарата) попадает в камеру сгорания
и воспламеняется. Таким образом в камере сгорания создается избыточное
давление, которое совершает работу относительно задней стенки камеры
сгорания. Далше газ из камеры сгорания вырывается через сопловой аппарат
наружу, совершая тем самым работу относительно стенок сопла (на картинке эта
работа указана в виде сил, действующих на стенки сопла от критического
сечения кр-кр до сечения c-c).
В результате тяга двигателя
состоит из тяги камеры и тяги сопла. Установлено, что при отсутствии внешнего
давления Pн (полет в пустоте) тяга двигателя будет выше, чем тяга, полученная
тем же РкД при полете в земных условиях.
На РкД целесообразно применять топливо, продукты сгорания которого имеют не
только высокую температуру сгорания, но и низкий молекулярный вес. Именно эти
обстоятельства и определяют популярность водорода, как одного из компонентов
топлив жидкостного РкД.
|
