Авиационные и ракетные двигатели
ВВЕДЕНИЕ
Машины, при помощи которых можно непрерывно превращать какой-либо вид энергии в механическую работу, называются двигателями.
По виду используемой энергии двигатели разделяются на тепловые, гидравлические, электрические, ветряные и т. д.
Авиационные двигатели относятся к тепловым двигателям; они устанавливаются на летательных аппаратах для создания тяги, необходимой для их полёта.
Авиационные двигатели можно разделить по способу создания тяги на три большие группы: реактивные, винтовые и смешанные, или комбинированные.
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К АВИАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЯМ
Авиационная техника предъявляет к двигателю следующие основные требования:
1. Сосредоточие большой мощности в одном агрегате при минимальном весе.
Мощный и лёгкий двигатель необходим для достижения больших скоростей полёта и увеличения грузоподъёмности самолёта. Полный вес двигателя не характеризует лёгкость двигателя, так как двигатели большой мощности будут всегда иметь значительно больший полный вес, чем маломощные двигатели. Поэтому двигатели сравниваются по весу, отнесённому к единице мощности, - к одной лошадиной силе.
Вес двигателя без масла и охлаждающей жидкости ("сухой вес"), отнесённый к 1 л. с. его мощности, называется удельным весом двигателя. Уменьшение удельного веса двигателей достигается соответствующей их конструкцией и изготовлением деталей из лёгких прочных сплавов и специальных сталей.
2. Высотность.
Требуется, чтобы самолёт летал с большими скоростями на любой высоте. Для этого нужен такой двигатель, мощность которого не зависела бы от высоты полёта. Двигатели, удовлетворяющие такому требованию, называются высотными двигателями.
3. Наименьший расход топлива и масла на единицу мощности.
Расход топлива и масла имеет большое практическое значение, так как определяет собой стоимость эксплуатации самолёта и влияет на величину полезной нагрузки и продолжительность полёта самолёта. Уменьшение расхода горючего позволяет увеличить продолжительность полёта самолёта без пополнения горючим баков. При заданной продолжительности полёта самолёт, снабжённый двигателем с малым расходом топлива, в состоянии взять больше полезной нагрузки, чем такой же самолёт, но снабжённый двигателем, имеющим большой расход топлива.
4. Надёжность в работе.
Экипаж самолёта должен быть уверен в надёжности и безотказности работы двигателя. Отказ двигателя влечёт за собой невыполнение боевого задания, вынужденную посадку, аварию или катастрофу.
5. Отсутствие тряски - уравновешенность.
Во время работы исправный двигатель не должен создавать тряски. Тряска возникает вследствие действия на опоры двигателя переменных сил, которые расшатывают подмоторную раму, вызывают вибрацию основных частей самолёта (крыльев, хвостового оперения и др.) и вредно сказывается на деталях самого двигателя). Избежать тряски можно соответствующим конструктивным выполнением двигателя.
6. Малые габариты.
Размеры двигателя, особенно размеры лобовой его части, влияют на величину сопротивлений, возникающих при движении самолёта в воздухе. Увеличение этих сопротивлений снижает скорость полёта.
7. Простота эксплуатации и ухода.
Это требование особенно важно для авиационного механика, на обязанности которого лежит непосредственный уход за двигателем, ремонт и поддержание его в исправном виде.
В это требование входят:
1) лёгкий запуск двигателя при любых атмосферных условиях;
2) простота и доступность основных деталей, требующих постоянного обслуживания в эксплуатации;
3) простота сборки и разборки двигателя в условиях эксплуатации с применением минимального количества специального инструмента;
4) работа на распространённых сортах топлив и масел.
ГЛАВА 1
ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ТИПЫ АВИАЦИОННЫХ ПОРШНЕВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
По расположению цилиндров авиационные поршневые двигатели делятся на две группы:
1. Рядные двигатели (у которых цилиндры расположены один за другим в ряд).
2. Звездообразные двигатели.
Среди рядных двигателей чаще всего встречаются двухрядные двенадцатицилиндровые V-образные двигатели, реже - трёхрядные W-образные. Раньше широко применялись двадцатичетырёхцилиндровые W-образные и H-образные двигатели. Разновидностью двухрядных двигателей являются перевёрнутые V-образные двигатели.
Рис. 1. Однорядный звездообразный двигатель
Звездообразные двигатели выполняются однорядными (Рис. 1), двухрядными и многорядными.
По способу охлаждения авиационные двигатели делятся на двигатели жидкостного охлаждения и двигатели воздушного охлаждения. В качестве охлаждающей жидкости наиболее часто применяется вода, но могут применяться и другие жидкости, имеющие, например, высокую температуру кипения, как этиленгликоль, или низкую температуру замерзания - антифриз.
Двигатели жидкостного охлаждения, как правило, строятся рядными, двигатели воздушного охлаждения - звездообразными. Однако существуют и рядные двигатели с воздушным охлаждением.
По способу приготовления горючей смеси двигатели разделяются на карбюраторные двигатели и двигатели с непосредственным впрыском.
У карбюраторных двигателей смесь топлива с воздухом приготовляется вне цилиндров - в карбюраторе и в готовом виде вводится в цилиндры. У двигателей с непосредственным впрыскиванием топливо вводится прямо в цилиндр, в котором и происходит образование горючей смеси.
По способу воспламенения смеси авиационные двигатели можно разделить на двигатели с электрическим запалом, к которым относится большинство авиационных двигателей, и двигатели с воспламенением от сжатия, называемые дизелями (двигатели тяжёлого топлива).
Авиационные двигатели различаются также по способу подачи воздуха к цилиндрам. Если воздух поступает в цилиндры непосредственно из атмосферы, то такие двигатели называются двигателями с всасыванием из атмосферы. Если же воздух насильственно подаётся в цилиндры при помощи нагнетателей, то такие двигатели называются двигателями с нагнетателями.
Наконец, по способу провода воздушного винта авиационные двигатели можно разделить на две группы:
1) с непосредственной передачей движения на винт - безредукторные двигатели;
2) с передачей на винт посредством шестерёнчатого перебора - редукторные двигатели.
СХЕМА УСТРОЙСТВА ПОРШНЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ
В двигателе внутреннего сгорания топливо, смешанное с определённым количеством воздуха, вводится в цилиндр 1 (Рис. 2). В цилиндре эта смесь сжимается поршнем 2, в определённый момент воспламеняется и сгорает. После сгорания смеси образовавшиеся газы высокой температуры и давления давят на поршень и приводят его в поступательное движение.
Рис. 2. Устройство двигателя внутреннего сгорания
Поступательное движение поршня посредством шатуна 3 передаётся коленчатому валу 4, который приходит во вращательное движение. Вращение от коленчатого вала сообщается винту 5 или какому-нибудь иному механизму.
Для заполнения цилиндра смесью топлива с воздухом и для очистки его от продуктов сгорания после использования их энергии в цилиндре имеются специальные окна, закрываемые клапанами. Клапан 6, закрывающий окно впуска воздуха (смеси топлива с воздухом), называется клапаном впуска, а клапан 7, закрывающий окно выпуска продуктов сгорания, называется клапаном выпуска. Клапаны открываются при помощи специального механизма, который приводится в действие коленчатым валом. Этот механизм состоит из передаточного валика, связанного с коленчатым валом при помощи шестерён, кулачкового валика и клапанных рычагов, действующих непосредственно на клапаны (на рисунке не показаны).
Закрытие клапанов происходит под действием пружин, расположенных на головке цилиндра.
Смесь топлива с воздухом приготовляется в карбюраторе и по трубопроводу подводится к впускным клапанам цилиндров. К карбюратору топливо подаётся из бака топливным насосом.
Воспламенение смеси топлива с воздухом в цилиндре осуществляется электрической искрой, образующейся между электродами запальной свечи. Электрический ток, питающий свечу, вырабатывается магнето.
Продукты сгорания, имеющие высокую температуру, доходящую в определённые моменты до 2500°, отдают часть своего тепла деталям двигателя и в первую очередь стенкам цилиндра. Поэтому нормальная работа двигателя возможна лишь при интенсивном охлаждении его цилиндров. При жидкостном охлаждении стенки цилиндра охлаждаются циркулирующей вокруг них жидкостью. Циркуляция жидкости в системе осуществляется специальным центробежным насосом. Нагретая в цилиндрах двигателя жидкость поступает в радиатор, где охлаждается воздухом. Из радиатора жидкость снова поступает к насосу.
Трущиеся детали двигателя смазываются маслом, подающимся из масляного бака нагнетающим масляным насосом. Обратно в бак масло откачивается откачивающим масляным насосом.
Все детали и механизмы двигателя крепятся и объединяются в одно целое картером, который одновременно защищает детали двигателя от воздействия внешней среды.
Такова принципиальная схема устройства поршневого двигателя внутреннего сгорания.
ГЛАВА 2
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
РЕАКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ
Термин реактивное движение применяется к телам, движение которых происходит под действием силы, создаваемой за счёт выбрасывания из них струи жидкости. Такое определение является более точным, чем широко распространённое определение, согласно которому реактивным движением считают движение, осуществляемое силой реакции. Последнее определение не точно и может быть отнесено ко всем видам движения тел в жидкой среде. Например, воздушный винт, гребной винт, плывущий человек или лодка используют при своём движении реакцию среды.
Таким образом, основным отличием реактивного движения от всех других видов движения тел в жидкой струе мы будем считать истечение из них струи жидкости. Для создания струи теоретически может быть использована любая жидкость. Ею может быть вода, пар, нагретый воздух, газы, полученные при химической реакции, и т. д. Выбор жидкости диктуется соображениями удобства, экономии и эффективности. Используемое для этой цели вещество может либо забираться из окружающей среды, либо содержаться в движущемся теле.
Использование реактивного принципа для движения тел не является новшеством. Интересный пример реактивного движения даёт сама природа. Известно существо под названием кальмар из семейства головоногих, имеющее под шеей своего рода сифон. С помощью этого сифона кальмар медленно вбирает в себя воду, а затем быстрым сокращением мускулов выбрасывает её назад с большой скоростью. При этом образуется реактивная сила, сообщающая ему движение вперёд.
Первое практическое применение реактивного принципа движения к кораблям было осуществлено в XIX веке: британским правительством А в канонерке HMS Waterwitch в 1886 г. и шведским правительством - в торпедном катере, построенном в 1878 г. В обоих этих случаях вода вводилась в носовую часть, сжималась с помощью насосов до определённого давления и затем выбрасывалась через сопло, установленное в кормовой части, с большой скоростью. Реакция этой гидравлической струи обеспечивала этим кораблям необходимую тягу.
Большой интерес к реактивному движению объясняется тем, что применение его к управляемым снарядам и самолётам делает возможным достижение скоростей и высот, значительно превышающим те, которые можно получить при обычных способах движения.
ТИПЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Реактивное движение может быть осуществлено силой реакции струи различных рабочих тел, однако при использовании реактивного принципа для движения в атмосфере таких тел, как самолёт или управляемый снаряд, виды рабочего тела ограничены. Практически для этой цели могут быть использованы только два вида рабочего тела.
Во-первых в качестве рабочего тела может быть использован атмосферный воздух, который предварительно должен быть сжат и подогрет. Для этого его смешивают с продуктами горения, образующимися при сгорании топлива. Энергия, выделяющаяся при сгорании топлива, используется для повышения температуры воздуха до желаемой величины. Реактивный двигатель, работающий на этом принципе, называется тепловым реактивный двигателем, а струя газа - тепловой реактивной струёй.
Во-вторых, в качестве рабочего тела можно использовать газы высокого давления и высокой температуры, которые образуются в большом количестве при химической реакции, происходящей без участия атмосферного воздуха. Газовую струю, полученную указанным способом, называют ракетной струёй, а систему, в которой происходит химическая реакция, включая реактивное сопло, - ракетным двигателем.
Из всего этого следует, что реактивные двигатели можно разделить на два основных класса:
1) тепловые реактивные двигатели (называемые также воздушно-реактивными двигателями), использующие или расходующие для создания газовой струи атмосферный воздух;
2) ракетные двигатели, которые не используют или не расходуют атмосферный воздух.
В нашем случае термин "реактивное движение" применяется к движению, осуществляемому с помощью двигателей двух типов: тепловых реактивных двигателей и ракетных двигателей.
Тепловые реактивные двигатели можно разделить на три основных типа:
1) прямоточные реактивные двигатели;
2) пульсирующие реактивные двигатели;
3) турбореактивные двигатели.
Ракетные двигатели можно разделить на два основных типа, различие между которыми основывается на физических свойствах веществ, сжигаемых для получения реактивной струи. Химическое вещество (а также инертное вещество), используемое в ракетном двигателе, называют топливом. Общая классификация ракетных двигателей основывается на физическом состоянии топлива до начала химической реакции в ракетном двигателе. Имеются два основных типа ракетных двигателей:
1) жидкостные ракетные двигатели, в которых топливо до поступления в ракетный двигатель находится в жидком состоянии;
2) ракетные двигатели, работающие на твёрдом топливе, в которых топливо до начала химической реакции находится в твёрдом состоянии.
Данная классификация устанавливает основные типы тепловых реактивных двигателей и ракетных двигателей. Однако возможны различные комбинации как основных типов тепловых реактивных двигателей, так и основных типов ракетных двигателей. Кроме того, возможны комбинации тепловых реактивных двигателей с ракетными. В нашем докладе мы ограничимся рассмотрением лишь основных типов реактивных двигателей.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ПРЯМОТОЧНОМ РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
На рис. 3 показана схема прямоточного реактивного двигателя. Он состоит из воздухозаборника (0-1), диффузора (1-2), секции горения (2-3) и реактивного сопла (3-4). В воздухозаборнике и диффузоре скорость воздуха, поступающего в двигатель, уменьшается и большая часть его кинетической энергии преобразуется в давление, называемое давлением от скоростного напора, или просто скоростным напором. Величина его зависит от скорости полёта V0 и от конструкции воздухозаборника и диффузора.
Рис. 3. Схема прямоточного реактивного двигателя (ПРД)
Прямоточный реактивный двигатель не содержит подвижных частей (если не считать устройства для регулирования его работы) и потому сравнительно прост в изготовлении.
Принцип работы прямоточного реактивного двигателя следующий. Атмосферный воздух сжимается вследствие замедления потока во входном участке (0-1) и в диффузоре (1-2). Из диффузора воздух проходит в камеру сгорания. Там он нагревается до высокой температуры (3000-3500°F, т.е. 1700-1900°С) вследствие непрерывного сгорания топлива. Обычно применяются жидкие углеводородные топлива, а также используются различные виды твёрдого топлива и специальных смесей, представляющих собой эмульсию порошка металлов в углеводородных топливах.
Процесс горения не является строго изобарическим, т.е. давление в камере во время горения не вполне постоянно.
Горячие газы, полученные в камере сгорания, проходят через реактивное сопло, где они расширяются и затем выбрасываются в окружающую атмосферу, причём скорость вытекающей струи V4 больше скорости V0. Вследствие увеличения количества движения рабочего тела, проходящего через двигатель, образуется реактивная тяга в направлении, противоположном направлению скорости струи V4.
Характеристика прямоточного реактивного двигателя зависит, в частности, от скорости полёта; чем выше скорость полёта, тем больше скоростной напор и соответственно больше тяга. Это справедливо до тех пор, пока не достигаются условия "запирания" реактивного сопла с этого момента число Маха в критическом сечении сопла остаётся постоянным, равным единице. Поэтому в общем случае прямоточный реактивный двигатель рассчитывается на определённое полётное число Маха и определённую высоту; эти условия называются расчётными. При расчётных условиях двигатель работает с оптимальными характеристиками.
Так как прямоточный реактивный двигатель может работать лишь тогда, когда скоростной напор, повышающий давление на участке от входа в двигатель до входа в камеру сгорания, то естественно, что он не сможет работать при нулевой скорости полёта. Чтобы он смог начать работать, ему нужно сначала сообщить определённую скорость. После этого он может развить тягу, достаточную для того, чтобы сообщить снаряду (на котором он установлен) расчётную скорость полёта. Поэтому прямоточный реактивный двигатель должен запускаться либо путём сбрасывания снаряда на большой высоте с самолёта, либо при помощи пусковых ракет, сообщающих снаряду необходимую скорость полёта. Кроме того, так как прямоточный двигатель использует для горения окружающий воздух, то его максимальная рабочая высота ограничена. Наиболее подходящая область применения прямоточного двигателя находится в диапазоне скоростей, нижний предел которых близок к верхнему пределу для турбореактивного двигателя (М0 = 2), а верхний зависит от возможности охлаждения наружной поверхности двигателя (М0 = 4).
Изобретателем прямоточного реактивного двигателя считают М. Лорэна (Франция, 1913 г.).
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ПУЛЬСИРУЮЩЕМ РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
На рис. 4 показаны основные элементы пульсирующего реактивного двигателя. Он состоит из входного диффузора для сжатия воздуха, поступающего в двигатель, системы клапанов, устроенных так, что воздух может проходить через них только в одном направлении, по течению, форсунок, подающих топливо в распылённом виде в камеру сгорания, камеры сгорания, запальной свечи и реактивной трубы, через которую продукты горения выбрасываются из камеры сгорания в атмосферу. Как видно из рис. 8, клапаны представляют собой тонкие металлические пластинки, укреплённые на металлических петлях. Они действуют подобно пружинным "заслонкам", препятствуя обратному протеканию газов из камеры сгорания во входную часть. Форсунки и запальная свеча располагаются в камере сгорания.
В полёте воздух поступает в двигатель вследствие скоростного напора, а бензин непрерывно подаётся под давлением сжатого воздуха. При запуске двигателя смесь воздуха с бензином воспламеняется от запальной свечи, после чего двигатель работает без зажигания (исключая случаи, когда двигатель глохнет). Повышение давления вследствие горения заставляет клапаны закрываться, и образовавшиеся при горении газы выбрасываются через реактивную трубу наружу со скоростью большей, чем та, с которой воздух поступает в двигатель. В результате создаётся реактивная тяга в направлении полёта.
Рис. 4. Основные элементы пульсирующего реактивного двигателя
Выбрасывание газов понижает давление в камере сгорания до величины меньшей, чем величина давления воздуха перед клапанами, что заставляет последние снова открываться, после чего начинается новый цикл.
Давление в камере сгорания изменяется циклическим образом. Рабочий цикл повторяется с частотой, которая зависит от размеров двигателя. В немецком самолёте-снаряде V-1 частота вспышек составляла 40 в секунду. Был построен пульсирующий реактивный двигатель меньших размеров с частотой вспышек 250-300 в секунду.
Пульсирующий реактивный двигатель можно рассматривать как прерывно работающий прямоточный реактивный двигатель, и развиваемая им реактивная тяга пропорциональна средней величине массового расхода потока воздуха, умноженной на увеличение его скорости. В идеальном случае процесс горения можно считать происходящим при постоянном объёме, но в действительности вследствие конечности времени горения и вытекания газов в реактивную трубу процесс горения заметно отличается от процесса, происходящего при постоянном объёме.
Так же как и в прямоточном двигателе, реактивная тяга пульсирующего двигателя возрастает с неограниченной скоростью полёта, а максимальная рабочая высота ограничивается плотностью воздуха. Однако в отличие от прямоточного двигателя пульсирующий двигатель развивает реактивную тягу при нулевой скорости. Большая начальная скорость улучшает его характеристики. Пульсирующий двигатель является простым и недорогим двигателем для дозвукового полёта; он вполне пригоден для дозвуковых беспилотных самолётов типа немецкого самолёта-снаряда V-1.
Первое использование пульсирующего принципа пульсирующего двигателя приписывают Караводину (Франция, 1906г.)
Однако современные пульсирующие реактивные двигатели связаны с именем Пауля Шмидта (Германия), который начал работать над развитием этих двигателей ещё в 1928 г.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ТУРБОРЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
Турбореактивный двигатель состоит из следующих основных элементов: входного устройства, компрессора, камер сгорания, газовой турбины и реактивного сопла.
Входное устройство двигателя служит для подвода воздуха к ротору компрессора и в большинстве случаев является принадлежностью конструкции самолёта, на котором установлен двигатель, особенно у турбореактивных^ двигателей с осевым компрессором.
Компрессоры в турбореактивных двигателях применяются двух типов - центробежные и осевые.
Центробежный компрессор состоит из входного патрубка, рабочего колеса, диффузора и выходных патрубков. Главной частью компрессора является рабочее колесо (крыльчатка), представляющее собой диск с лопатками. Оно закреплено на валу, приводимом во вращение от газовой турбины. Диффузором называется расположенное против выхода из рабочего колеса кольцевое пространство, образуемое стенками картера. Если диффузор делится неподвижными лопатками на отдельные криволинейные каналы, то он называется лопаточным диффузором. За диффузором расположены выходные патрубки, по которым воздух подводится к камерам сгорания.
Осевой многоступенчатый компрессор состоит из входного устройства и нескольких рядов последовательно чередующихся в осевом направлении и расположенных по окружности профилированных подвижных (рабочих) и неподвижных (спрямляющих) лопаток. Каждый ряд рабочих лопаток вместе с несущим их элементом (диском, частью барабана) называется рабочим колесом. Вся вращающаяся часть компрессора называется ротором, а каждый ряд неподвижных лопаток - спрямляющим аппаратом. Вся неподвижная часть компрессора называется статором. Совокупность рабочего колеса и следующего за ним спрямляющего аппарата называется ступенью компрессора. Ряд неподвижных лопаток, расположенных перед первым рабочим колесом, называется направляющим аппаратом (в некоторых компрессорах он отсутствует).
Камеры сгорания в конструктивном отношении разделяются на индивидуальные (трубчатые), кольцевые и трубчато-кольцевые (блочные).
Индивидуальная камера сгорания состоит из внутренней жаровой (огневой) трубы, наружного кожуха и фронтового устройства (форсунки, завихрителя и диафрагм с отверстиями). Индивидуальные камеры устанавливаются вокруг корпуса двигателя и крепятся каждая отдельно к своим фланцам.
Кольцевая камера сгорания представляет собой кольцевое пространство, ограниченное наружным кожухом и внутренним цилиндрическим экраном, охватывающим внутренние части двигателя к предохраняющим их от воздействия высоких температур. В передней части кольцевого пространства расположена жаровая труба в виде кольцевой полости, образованной двумя цилиндрическими экранами различного диаметра. В большинстве кольцевых камер применяются такие же фронтовые устройства, как и в индивидуальных камерах.
Трубчато-кольцевая камера сгорания является промежуточной между кольцевой и индивидуальной камерами. Она состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство (как в кольцевой камере), внутри которого расположены индивидуальные жаровые трубы (как в индивидуальных камерах).
Газовые турбины, используемые для привода компрессоров турбореактивных двигателей, бывают одноступенчатые или двух- и трёхступенчатые с осевым газовым потоком. Основными узлами одноступенчатой газовой турбины являются сопловой или направляющий аппарат, образуемый неподвижными лопатками, радиально расположенными между двумя соосными цилиндрическими обечайками, и рабочее колесо, состоящее из диска, на ободе которого расположены рабочие лопатки. Рабочее колесо турбины крепится к валу турбины и вместе с ним образует вращающуюся часть - ротор турбины. Совокупность неподвижного соплового аппарата и следующего за ним рабочего венца, образуемого рабочими лопатками турбины, называется ступенью турбины.
Выходное (реактивное) сопло обычно состоит из переходной камеры с внутренним конусом и собственно реактивного сопла. Последнее на некоторых двигателях имеет регулируемое выходное сечение. Иногда в зависимости от расположения двигателя на самолёте между переходной камерой и реактивным соплом устанавливается дополнительная выхлопная (удлинительная) труба.
Двухвальные турбореактивные двигатели.
В турбореактивных двигателях (ТРД) с увеличением степени повышения давления в компрессоре сокращается диапазон чисел оборотов, на которых двигатель может устойчиво работать. Чтобы расширить этот диапазон, применяется регулирование компрессора (поворот лопаток направляющего аппарата или выпуск в атмосферу части воздуха из средних ступеней компрессора), но эффективность этих методов недостаточна. Поэтому для улучшения работы компрессора на нерасчётных режимах стали применять двухвальные конструкции ТРД.
Конструктивной особенностью двухвального ТРД является разделение компрессора на два каскада: каскад низкого давления, состоящий из группы первых ступеней компрессора и приводимый во вращение от второй по ходу газов турбины, и каскад высокого давления, состоящий из последующих ступеней компрессора и приводимый во вращение от первой турбины.
Компрессор и турбина низкого давления, Связанные общим валом, образуют ротор низкого давления, а компрессор и турбина высокого давления, связанные вторым валом, - ротор высокого давления. Числа оборотов обоих роторов при работе двигателя, как правило, различны.
Двухконтурные турбореактивные двигатели.
Двухконтурный ТРД представляет собой газотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины передаётся компрессору или вентилятору, заключённому в кольцевой капот. Пространство внутри этого капота называется вторым контуром.
Привод вентилятора второго контура может осуществляться от той же турбины, что и привод компрессора первого контура, или от самостоятельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора. В качестве вентилятора второго контура могут быть использованы первые ступени осевого компрессора двигателя, для чего их лопатки удлиняются и соответственно профилируются.
Тяга во втором контуре создаётся вентилятором (или компрессором), действие которого подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом капоте. Такой "вентиляторный" винт отличается от нормального воздушного винта более высоким КПД на больших скоростях полёта и более низким КПД на малых скоростях полёта и на взлёте.
Рабочий процесс в первом (центральном) контуре аналогичен рабочему процессу ТРД нормальной схемы. Рабочий процесс во втором контуре зависит от того, осуществляется в нем сжигание топлива или нет. Сжигание топлива во втором контуре позволяет увеличить удельную тягу, однако в связи со значительным ростом удельного расхода топлива такой способ форсирования тяги двухконтурного ТРД целесообразен только при больших скоростях полёта.
По экономичности двухконтурный ТРД занимает промежуточное положение между ТВД и ТРД нормальной схемы. На взлёте и относительно малых скоростях полёта он уступает ТВД, но на больших скоростях полёта превосходит его, так как с ростом скорости КПД воздушного винта падает быстрее, чем КПД вентилятора второго контура. Наряду с этим на относительно малых скоростях полёта двухконтурный ТРД по экономичности превосходит ТРД нормальной системы, так как при этом он имеет более высокий тяговый КПД вследствие меньшей скорости истечения воздуха и газа, чем у ТРД. Зато при больших скоростях полёта двухконтурный ТРД уступает ТРД нормальной схемы.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
В ракетном двигателе необходимая для создания тяги скоростная струя газа образуется в результате химической реакции окислителя и горючего. При химической реакции в камере сгорания образуются газы высокой температуры и высокого давления, которые затем расширяются в сопле соответствующей формы и выбрасываются наружу со сверхзвуковой скоростью относительно стенок сопла. Химические вещества находятся в корпусе ракеты, и весь комплекс устройств, необходимых для создания газовой струи, называют ракетным двигателем.
Любое вещество, жидкое или твёрдое, расходуемое для получения газовой струи, называется топливом. Двигатели, расходующие только твёрдые химические вещества, называются ракетными двигателями, работающими на твёрдом топливе, а двигатели, расходующие жидкие химические вещества, - ракетными двигателями, работающими на жидком топливе, или просто жидкостными ракетными двигателями.
Ракетные двигатели отличаются от тепловых реактивных двигателей тем, что они не используют атмосферного воздуха. Поэтому они обладают следующими преимуществами:
1) их тяга практически не зависит от окружающей среды и от скорости полёта ракеты;
2) они не имеют потолка (предельной высоты);
3) они могут работать в пустоте;
4) их тяга на единицу лобовой площади является наибольшей из всех известных реактивных двигателей.
Эти преимущества обеспечили быстрое развитие ракетной техники. Указанные преимущества вытекают из того, что ракета несёт в себе горючее и окислитель. Так как кислород для горения не берётся из атмосферы, то скорость, с которой ракетный двигатель расходует горючее и окислитель, во много раз больше скорости, с которой тепловой реактивный двигатель расходует горючее (горючее является единственной компонентой для горения, которую самолёт или управляемый снаряд, оборудованный таким двигателем, несут с собой).
ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Жидкостный ракетный двигатель, по существу, является химической установкой, состоящей из трёх основных частей:
1) одной или нескольких ракетных камер, в которых жидкие топлива участвуют в химической реакции, приводящей к образованию газов высокого давления и высокой температуры, что обеспечивает создание реактивной тяги;
2) устройства для сжатия и принудительной подачи (в определённых количествах) горючего и окислителя в ракетную камеру;
3) системы управления для поддержания желаемых условий работы и предохранения двигателя от опасностей, возникающих при отклонении условий работы от расчётных.
Технические требования, предъявляемые к ракетным двигателям, определяются их применением или назначением. В случае использования их, например, в качестве вспомогательного средства при взлёте или при форсировании самолёта на высоте, характеристики их не должны зависеть от температуры топлива в пределах от -54°С до +70°С. Так как физические и химические свойства почти всех жидких веществ, которые могут служить в качестве топлива для ракет, зависят от их температуры, то указанное выше требование относительно рабочей температуры в сильной степени ограничивает количество жидкостей, которые практически могут быть использованы в качестве топлива. Для указанных выше случаев применения ракетных двигателей существенно, чтобы безопасность и надёжность старта, стационарного режима работы и остановки обеспечивались во всем диапазоне температур.
В случае же применения ракетных двигателей на управляемых снарядах требования в отношении температуры могут быть значительно снижены, поскольку в этом случае выбор вида топлива более широкий.
УСТРОЙСТВО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Жидкостный ракетный двигатель представляет собой установку для превращения части термохимической энергии, содержащейся в жидком топливе, расходуемом двигателем, в кинетическую энергию вытекающей струи, обладающей большой скоростью. Тяга, развиваемая ракетным двигателем, практически равна произведению массового расхода газового потока на скорость вытекающей струи газа. Большая часть жидкостных ракетных двигателей использует два жидких вещества: жидкий окислитель и жидкое горючее. Такие ракетные двигатели называют жидкостными ракетными двигателями, работающими на двухкомпонентном топливе.
Рис. 5. Схема жидкостного ракетного двигателя
На рис. 5 показана схема жидкостного ракетного двигателя, работающего на двухкомпонентном топливе. Он состоит из следующих частей:
1) форсунки, через которую в двигатель подаются (в определённой пропорции) горючее и окислитель;
2) камеры сгорания, в которой образуются газы высокого давления и высокой температуры;
3) сопла Лаваля для расширения газов и получения сверхзвуковой струи.
Жидкие горючее и окислитель подаются из баков через соответствующие регулируемые клапаны и форсунку в камеру сгорания. Там происходит химическая реакция, при которой образуются большие количества газа высокой температуры. Скорость поступления горючего и окислителя в камеру сгорания и состав смеси (отношение весового расхода окислителя к весовому расходу горючего) регулируются площадью соответствующих отверстий в форсунках, а также разностью давлений. Для заданной геометрии ракетного двигателя конструкция форсунки существенно влияет на эффективность, плавность и стабильность процесса горения. Происходящие при этом явления, однако, ещё не достаточно хорошо изучены. Несмотря на большое количество проведённых теоретических и экспериментальных исследований с целью выяснения причин возникновения в ракетном двигателе колебаний (высокой частоты) процесса горения, в настоящее время конструктор ещё не располагает достоверными данными, которыми он мог бы руководствоваться при проектировании двигателя или по которым он мог бы судить о том, что эти колебания горения не возникнут в данной конструкции ракетного двигателя во всем диапазоне условий его работы.
При заданных горючем и окислителе температура горения зависит главным образом от состава смеси и в меньшей степени от давления в камере, при котором происходит горение.
В большей части случаев желательно, чтобы ракетный двигатель работал с постоянным составом смеси и при постоянной тяге. Однако в некоторых случаях необходимо иметь возможность изменять тягу в довольно широких пределах. Ракетный двигатель обычно имеет фиксированную геометрию, и потому тяга его практически пропорциональна давлению в камере сгорания. Изменение тяги можно осуществлять, изменяя давление в камере сгорания. Однако сделать это достаточно надёжно, сохранив хорошие общие характеристики, не удаётся, если только ракетный двигатель не работает при давлении в камере сгорания значительно более высоком, чем обычное давление (300-400 атм).
Величина давления в камере сгорания для данных видов горючего и окислителя определяется разностью между массовым расходом жидких горючего и окислителя, поступающих в двигатель, и массовым расходом газа через выходное сопло. Массовый расход горючего и окислителя зависит от размеров отверстий в форсунках и от разности давлений. Массовый же расход газа через сопло зависит от температуры горения, от давления в камере сгорания, от состава смеси и от площади критического сечения реактивного сопла. Если массовый расход жидких горючего и окислителя равен массовому расходу выбрасываемых газов, то давление в камере сгорания остаётся постоянным (что обычно является желательным). Возмущения, нарушающие равновесие между указанными выше расходами, могут вызвать колебание давления в камере сгорания, оказывающее вредное действие на ракетный двигатель.
Жидкий окислитель и жидкое горючее, которые при соприкосновении друг с другом не вступают самопроизвольно в химическую реакцию, нуждаются для возбуждения горения в специальной, системе воспламенения. Такая смесь называется диэрголической. Смесь окислителя и горючего, не требующая системы воспламенения и вступающая в химическую реакцию как только горючее приходит в соприкосновение с окислителем, называется гиперголической. Во многих приложениях жидкие топлива последнего типа используются как вспомогательное средство для воспламенения диэрголических смесей. В других случаях гиперголические смеси служат в качестве основного топлива, и поэтому важно, чтобы они обладали удовлетворительными характеристиками воспламенения в широком диапазоне температур.
Во всех случаях, за исключением тех, когда продолжительность работы ракетного двигателя очень мала или когда температура горения сохраняется низкой вследствие сжигания богатых смесей или топлив со сравнительно низкими энтальпиями реакций, следует предусмотреть специальные меры предохранения стенок ракетного двигателя от действия горячих продуктов горения.
ПОДАЧА ТОПЛИВА ПОД ДАВЛЕНИЕМ ИНЕРТНОГО ГАЗА
На рис. 6 схематически показаны основные части установки ракетного двигателя, в которой для подачи топлива используется инертный газ под давлением, например азот. Система состоит из баков с окислителем, с горючим и с инертный газом высокого давления, ракетного двигателя и необходимых труб, клапанов-регуляторов и т.д. Баки с окислителем и с горючим должны выдерживать давление, превышающее то, при котором происходит впрыскивание, а бак с инертным газом (размеры которого стараются сохранить небольшими) должен выдерживать давление порядка 130 атм. Поэтому система баков ракетного двигателя, использующего для принудительной подачи топлива инертный газ высокого давления, получается довольно тяжёлой, и в случаях большой продолжительности работы или большой силы тяги такие двигатели практически оказываются мало пригодными.
Рис. 6. Основные части ракетного двигателя
Для того чтобы избежать применения тяжёлых баков с инертным газом, на некоторых управляемых снарядах для подачи топлива применяются специальные газовые установки, а которых газ получается в результате химической реакции выбранных для этой цели твёрдых Или жидких веществ. Чтобы было обеспечено удовлетворительное регулирование скорости поступления топлива в ракетный двигатель, образование газов в этих установках должно происходить с постоянной скоростью, причём она не должна зависеть от изменений температуры веществ, применяемых для получения газов.
СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА НАСОСОМ
Большой вес газовых систем принудительной подачи (инертный газ или химические установки) во многих случаях делает их практически непригодными. Поэтому получили развитие нагнетающие системы, приводимые от турбины; из называют турбонасосами. На рис. 7 схематически показаны основные элементы такой системы. Расчётные характеристики турбонасоса определяются химическими и физическими свойствами топлив, сжигаемых в ракетных двигателях, эксплуатационными требованиями и способами получения горячих газов для привода турбины.
Рис. 7. Система подачи топлива ракетного двигателя
В большей части турбонасосов газы высокого давления и высокой температуры для привода турбины образуются в отдельном газовом генераторе при реакции соответствующих веществ. В качестве последних иногда могут быть взяты те же топлива, которые применяются для образования тяги ракетного двигателя.
Температура газов, поступающих в турбину, не должна превышать значения, которое опасно для материала лопаток турбины.
Если топлива, сжигаемые в ракетных двигателях, используются, кроме того, для образования газов, приводящих турбину, то состав смеси для реакции в газовом генераторе, по сравнению с их стехиометрическим отношением, будет иметь избыток либо горючего, либо окислителя. В газовых генераторах, использующих углеводородные горючие (в особенности при использовании в качестве окислителя азотной кислоты), богатые смеси могут привести к образованию в критических сечениях каналов газового генератора или турбины твёрдых нагаров. Основные факторы, влияющие на образование таких нагаров, ещё недостаточно изучены; исследование в этом направлении продолжается.
В тех случаях, когда для образования газов для привода турбины не используют основные топлива, их получают обычно разложением концентрированной перекиси водорода (НТР). Газы, образующиеся в результате разложения перекиси водорода, представляют собой пар и кислород при температуре меньше 1000°F.
Развитие турбонасосов позволило создать современные лёгкие ракетные двигатели. Развитие турбонасосов должно идти по пути повышения надёжности работы, дальнейшего уменьшения веса и повышения коэффициента полезного действия турбины. На рис. 8 показана схема управляемого снаряда, приводимого в движение жидкостным ракетным двигателем, принудительная подача топлива в которую осуществляется турбонасосом.
Рис. 8. Управляемый снаряд с ЖРД
Ракетные двигатели, работающие на твёрдом топливе
На рис. 9 показан ракетный двигатель, работающий на твёрдом топливе.
Рис. 9. Твёрдотопливный ракетный двигатель
Чтобы получить желаемые характеристики горения, заряд твёрдого топлива проектируют таким образом, чтобы горение происходило параллельными слоями, перпендикулярными к продольной оси двигателя, и давление в ракетной камере оставалось постоянным. В некоторых конструкциях заряд твёрдого топлива плотно касается стенок ракетной камеры и поэтому горения с наружной поверхности заряда не происходит. Такие заряды называют зарядами с ограниченной поверхностью горения. Обычно такие заряды применяются в тех случаях, когда требуется умеренная постоянная тяга, а продолжительность горения равна от 10 до 30 сек.
На рис. 10 показана схема управляемого снаряда, приводимого в движение ракетным двигателем на твёрдом топливе.
Рис. 10. Твёрдотопливный управляемый снаряд
В тех случаях, когда хотят получить большую тягу в течении короткого промежутка времени, как, например, в стартовых ракетах, применяют заряды, горение в которых происходит более чем с одной поверхности. Их называют зарядами с неограниченной поверхностью горения. Форму заряда выбирают так, чтобы его площадь горения не сильно изменялась во время горения.
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Во время Второй мировой войны были созданы и применены различные ракетные снаряды как на твёрдом, так и на жидком топливе. Причинами их быстрого развития явились малый вес пусковых установок (по сравнению с весом артиллерийских орудий), отсутствие отдачи и возникшая необходимость в вооружении пехоты и военных самолётов лёгкими орудиями крупного калибра.
Возможности жидкостного ракетного двигателя в качестве силовой установки для снарядов дальнего действия были продемонстрированы на примере немецкой ракеты V-2. В Германии были использованы также возможности жидкостного ракетного двигателя как силовой установки для скоростного самолёта-истребителя: самолёт Ме163 был оборудован жидкостным ракетным двигателем.
Развитие ракет в США во время Второй мировой войны происходило главным образом в направлении применения их как вида вооружения для пехоты и самолётов, использования их в качестве вспомогательных устройств для увеличения тяги самолётов на взлёте (JATO - jet-assisted take-off) и в полёте. Для этих целей применялись главным образом ракетные двигатели на твёрдом топливе, но известно несколько случаев применения жидкостных ракетных двигателей (известный снаряд ВМФ США "Горгон" - первый ракетный управляемый снаряд США).
После Второй мировой войны ракетные двигатели нашли применение в управляемых снарядах, использовались для запуска прямоточных реактивных двигателей, а также в аппаратах для аэродинамических исследований. В последнем случае ракеты применялись для сообщения движения аэродинамическим моделям в свободном полёте, для получения данных относительно аэродинамических сил, а также для повышения эффективности рулей управления. Ракетные двигатели применялись в качестве силовых установок на таких самолётах, как Белл, серия X, и Дуглас, серия D-558 (Douglas D-558-2 Skyrocket). Эти самолёты использовались для получения во время полётов со сверхзвуковой скоростью количественных данных по устойчивости, аэродинамическому сопротивлению, распределению аэродинамических нагрузок и т.д.
Несмотря на кажущуюся простоту, развитие надёжных ракетных двигателей, обладающих хорошими характеристиками и большой тягой на единицу веса, требует решения большого числа трудных технических задач. Ракетный двигатель должен быть лёгким и должен выдерживать действие протекающих через него газов, температура которых превышает 5000°F. Многие виды топлив, используемых в жидкостных ракетных двигателях, в сильной степени коррозийны. Это ставит важные задачи по предохранению частей двигателя от коррозии. Кроме того, вследствие большого количества выделяющейся энергии, большого давления и высокой температуры газов возникают проблемы быстрого воспламенения топлива, плавного запуска, устойчивого горения, точного регулирования состава смеси в условиях ускоренного движения и изменения угла атаки, регулирования силы тяги, охлаждения двигателя, выбора материалов и многие другие. В случае ракетных двигателей с турбонасосом возникают проблемы, связанные с конструированием лёгких насосов с большим числом оборотов (1600-30000 об/мин) и большой подачей. При этом приходится решать вопросы, связанные с кавитацией, уплотнением различных соединений, повышением надёжности работы подшипников и т. д. Кроме того, развитие лёгких газовых генераторов для привода турбины, работающих при высокой температуре, ставит проблемы, связанные с системой регулирования и с выбором материалов.