Материал: Техническая термодинамика. Булыгин Ю.А., Кретинин А.В

обозначается или c). Термический к.п.д. этого цикла будет тем больше, чем больше степень повышения давления, т.е. чем выше скорость движения самолета, обусловливающая динамическое давление (напор) потока воздуха, превращающееся при торможении в диффузоре в статическое давление. С увеличением скорости движения двигателя возрастает количество воздуха, проходящего через двигатель. Это дает возможность сжигать в камере сгорания больше топлива, что сопровождается ростом мощности двигателя. Для получения зависимости термического к.п.д. цикла ПВРД от скорости движения самолета подставим выражение для адиабатного процесса сжатия

в выражение

Если обозначить скорость набегающего на самолет потока воздуха через v1, а скорость движения воздуха на входе в камеру сгорания через v2, то можно записать, что

где i1 и i2 – энтальпия воздуха соответственно на входе в диффузор и после него.

Пренебрегая скоростью в камере сгорания (v2 << v1), получаем

v12

146

Отметим, что зависимость степени повышения давления от скорости полета определяется соотношением

С уменьшением скорости экономичность и тяга резко падают, а при скорости полета, равной нулю (взлет самолета), степень повышения давления в ПВРД будет равна нулю, термический к.п.д. этого двигателя также будет равен нулю и двигатель просто не будет работать. Поэтому для запуска аппаратов с такими двигателями требуются специальные стартовые ускорители с целью сообщения начальной скорости. Для разгона применяются, чаще всего, пороховые двигатели. При современных скоростях полета

степень сжатия воздуха в диффузоре весьма мала и сообразно с этим t 1 1 k 1 очень

низок к.п.д. двигателя (около 3-4% при скорости 900-1000 км/час). ПВРД использовались главным образом на самолетах-снарядах, т.е. на беспилотных самолетах одноразового действия с большими скоростями полета. Конструктивная простота, малые габариты и малый вес делают этот тип двигателей перспективным для самолетов, летающих со скоростями, в 2-3 раза превышающих скорость звука, Предпринимаются также попытки использования ПВРД для вращения несущего винта вертолетов, устанавливая их на концах его лопастей.

Цикл ПуВРД

В пульсирующих ВРД поступление воздуха в камеру сгорания в период сгорания прекращается при помощи специальных распределительных устройств. Это приводит к тому, что процесс сгорания и истечение газов (продуктов сгорания) в этих двигателях имеют прерывистый характер, благодаря чему тяга создается отдельными чередующимися импульсами.

В 1906 г. русский инженер В.В.Караводин изобрел и запатентовал "Аппарат дли получении пульсирующей струи газа значительной скорости вследствие периодических взрывов горючих смесей". По схеме, совершенно аналогичной этому аппарату, в Германии во время второй мировой война были построены ПуВРД, устанавливаемые на самолетах-снарядах (ФАУ-1), В 1909 г. Антонович предложил идею и схему ПуВРД и получил патент на летательный аппарат тяжелее воздуха с этим двигателем.

Конструктивное устройство ФАУ-1

показано на рис. Во входном устройстве 1 имеются специальные клапаны 2 в виде лепестков. При сообщении двигателю скорости, скоростной напор преобразуется в давление и когда топливо, подаваемое в камеру сгорания 3, через форсунку 4, принудительно воспламеняется, лепестки закрывают вход и горение происходит практически при

постоянном объеме. Продукты сгорания разгоняются в длинной выхлопной трубе и, приобретая кинетическую энергию, затем за счет своего скоростного напора создают

147

разрежение в камере сгорания, лепестки открывают вход и скоростной напор сжимает новую порцию воздуха в камере сгорания, цикл повторяется. Частота циклов 50 герц.

Цикл ПуВРД аналогичен циклу ГТУ со сгоранием при v = const.

q1

2

2

Линия 1-2 - сжатие воздуха во входном диффузоре; 2-3 - изохорный подвод тепла в камере сгорания; 3-4 - разгон выхлопных газов в трубе; 4-1 - условная линия выброса в атмосферу и охлаждения в ней при атмосферном давлении продуктов сгорания.

Аналитически

где πд - степень повышения давления воздуха в диффузоре; λ - степень повышения давления в процессе сообщения теплоты в камере сгорания

при v = const/

ПуВРД можно применять при меньших скоростях полета, чем ПВРД, но ненадежная работа клапанов в условиях высоких температур и неспособность на больших скоростях развивать требуемую тягу при приемлемых размерах ограничивает возможности его применения в авиации.

Цикл ТРД

Турбореактивные двигатели в настоящее время являются основными двигателями дли военных самолетов различного целевого назначения, обладающих как сверхзвуковыми, так и значительными дозвуковыми скоростями полета, В 1909 г. Н.Герасимов запатентовал реактивный двигатель, который, имея все основные элементы ТРД, явился прототипом последнего, В 1923 г. В.И.Базаров предложил схему газотурбинного авиационного двигателя с центробежным компрессором и со сгоранием при постоянном давлении. Турбина служит для привода компрессора и воздушного винта. Меньшая часть воздуха из компрессора поступает непосредственно в камеры сгорания, а большая часть воздуха примешивается к продуктам сгорания: для понижения их температуры до величины, допускаемой жаропрочностью материала лопаток турбины. Такая организация рабочего процесса лежит в основе всех современных ПД.

148

На рис. приведена принципиальная

происходит преобразование скоростного напора воздуха в давление. В компрессоре 2 (2-3) осуществляется адиабатное сжатие воздуха, после чего в камере сгорания 3 (3- 4) к нему подводится тепло при постоянном: давлении посредством топлива, подводимого через форсунки 6. Горячие газы, расширяясь адиабатно на газовой турбине 4 (4-5) совершают работу, потребляемую компрессором 2 и агрегатами. По выходе из турбины газ попадает в реактивное сопло 5 (5-6), в ко-

тором происходит дальнейшее его расширение и преобразование потенциальной энергии давления в кинетическую; давление газа при этом уменьшается до атмосферного. При этом скорость газов доходит до 600-700

м/с.

Работа на сжатие воздуха в диффузоре, эквивалентна пл. а12b. Если пренебречь работой агрегатов, то пл. b23d ,

эквивалентная работе компрессора, равна пл. c54d , которая соответствует работе, получаемой на турбине. Если же работа,

потребляемая агрегатами, значительна, то пл. c54d больше в23d.

В результате разгона газа в реактивном сопле ему сообщается кинетическая энергия, эквивалентная пл. а65с, а на двигателе развивается реактивная сила (тяга), распределенная по элементам поверхности турбины и реактивного сопла. Энергия, соответствующая пл. 123456, расходуется на продвижение аппарата в атмосфере. Причем, анергия, затрачиваемая на преодоление сопротивления трения о воздух, эквивалентна разности пл. a64d – a13d как разность энергий: полученной при расширении и затраченной при сжатии.

Из сказанного следует, что цикл ТРД принципиально ничем не отличается от цикла ГТУ со сгоранием при p = const. Следовательно, полученные ранее соотношения здесь также применимы.

где p3 - общая степень повышения давления в диффузоре и компрессоре. p1

Очевидно, что чем выше скорость полета, тем выше степень повышении давления во входном диффузоре, а, следовательно и общая степень повышения давления, тем больше к.п.д. цикла ТРД.

149

В настоящее время эти двигатели все в большей степени применяются и для гражданских скоростных самолетов, имеющих скорости полета примерно от 800 км/час и выше.

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

В реактивных двигателях химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струи рабочего вещества (газа), расширяющегося в соплах. Эта струя создаѐт силу тяги за счет реактивного действий рабочего тела, вытекающего из двигателя в сторону, противоположную направлению движения летательного аппарата. Все реактивные двигатели можно разделить на две основные категории - ракетные двигатели и воздушно-реактивные двигатели. Вам же предстоит ознакомиться с основными принципами термодинамического анализа циклов ракетных двигателей. Известно, что ракета несѐт на борту запас как топлива, так и окислителя, необходимого для сгорания топлива (жидкий кислород, озон, перекись водорода, азотная кислота и др.). Следовательно, ракетные двигатели пригодны для работы, как в атмосфере, так и в космическом пространстве.

Ракетные двигатели подразделяются на двигатели с химическим топливом и ядерные ракетные двигатели (ЯРД). В свою очередь двигатели с химическим топливом делятся на две основные группы - ракетные двигатели с твердым топливом (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).

Цикл РДТТ

В ракетных двигателях с твердым топливом в качестве топлива используются баллистические пороха и смесевые топлива. И те, и другие состоят из однородной смеси горючих веществ (углерод, водород) и окислителя (кислорода).

Пороховые ракеты применялись в Китае для различных целей ещѐ около 5000 лет тому назад. Впервые русские пороховые ракеты, как фейерверочные, так и боевые, были подробно описаны О. Михайловым в 1607-1621 г.г. В 1680 г. в Москве было учреждено специальное "ракетное заведение" для производства пороховых ракет. В начале прошлого столетия А. Д. Засядко, а позднее в 1845-1867 г.г. К. И. Константинов существенно усовершенствовали и разработали новые образцы пороховых ракет. В 1881 г. революционер-народоволец Н. И. Кибальчич незадолго до своей казни впервые разработал проект управляемого летательного аппарата тяжелее воздуха, для которого в качестве двигательной установки им был предусмотрен пороховой ракетный двигатель. Подобного рода двигатели различают по форме заряда - с зарядом торцового горения, трубчатой формы, с звездообразным каналом, крестообразной формой и т. п. Топливо воспламеняется при запуске ракеты и постепенно выгорает, образуя газообразные продукты сгорания, истекающие из сопла. На рисунке представлена схема РДТТ, где 1-