принцип действия турбины самолета. Как устроен реактивный двигатель самолета

Принцип Действия Турбины Самолета. Проектирование изделий. informatik-m.ru

История создания и принцип работы турбореактивного двигателя

Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы, пишет Ростех .

Первый самолет братьев Райт, самостоятельно оторвавшийся от Земли в 1903 году, был оснащен поршневым двигателем внутреннего сгорания. И на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолетостроении. Но во время Второй мировой войны стало ясно, что традиционная поршнево-винтовая авиация подошла к своему технологическому пределу – как по мощности, так и по скорости. Одной из альтернатив был воздушно-реактивный двигатель.

Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости Константин Циолковский. Еще в 1903 году, когда братья Райт запускали свой первый самолет «Флайер-1», российский ученый опубликовал свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами», в котором он разработал основы теории реактивного движения. Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Циолковскому потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.

Реактивный самолет Су-11 с двигателями ТР-1, разработки КБ Люльки

Тем не менее, родиной серийного турбореактивного двигателя суждено было стать совсем другой стране – Германии. Создание турбореактивного двигателя в конце 1930-х было своеобразным хобби немецких компаний. В этой области отметились практически все известные ныне бренды: Heinkel, BMW, Daimler-Benz и даже Porsche. Основные лавры достались компании Junkers и ее первому в мире серийному турбореактивному двигателю 109-004, устанавливаемому на первый же в мире турбореактивный самолет Me 262.

Несмотря на невероятно удачный старт в реактивной авиации первого поколения, немецкие решения дальнейшего развития нигде в мире не получили, в том числе и в Советском Союзе.

В СССР разработкой турбореактивных двигателей наиболее удачно занимался легендарный авиаконструктор Архип Люлька. Еще в апреле 1940 года он запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, позже получившую мировое признание. Архип Люлька не нашел поддержки у руководства страны. С началом войны ему вообще предложили переключиться на танковые двигатели. И только когда у немцев появились самолеты с турбореактивными двигателями, Люльке было приказано в срочном порядке возобновить работы по отечественному турбореактивному двигателю ТР-1.

Уже в феврале 1947 года двигатель прошел первые испытания, а 28 мая свой первый полет совершил реактивный самолет Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработки КБ А.М. Люльки, ныне филиала Уфимского моторостроительного ПО, входящего в Объединенную двигателестроительную корпорацию (ОДК).

Принцип работы

Турбореактивный двигатель (ТРД) работает на принципе обычной тепловой машины. Не углубляясь в законы термодинамики, тепловой двигатель можно определить как машину для преобразования энергии в механическую работу. Этой энергией обладает так называемое рабочее тело – используемый внутри машины газ или пар. При сжатии в машине рабочее тело получает энергию, а при последующем его расширении мы имеем полезную механическую работу.

При этом понятно, что работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. Поэтому газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием – охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип работы турбореактивного двигателя.

Таким образом, любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера.

Рабочее тело – воздух, попадает в компрессор и сжимается там. В компрессоре на одной вращающейся оси укреплены металлические диски, по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». Они «захватывают» наружный воздух, отбрасывая его внутрь двигателя.

Далее воздух поступает в камеру сгорания, где нагревается и смешивается с продуктами сгорания (керосина). Камера сгорания опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб, которые называются жаровыми трубами. В жаровые трубы через специальные форсунки и подается авиационный керосин.

Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. Ее раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку-пропеллер. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения – до 30 тысяч оборотов в минуту. Факел из камеры сгорания достигает температуры от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Воздух здесь расширяется, приводя турбину в движение и отдавая ей часть своей энергии.

После турбины – реактивное сопло, где рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создает реактивную тягу.

Поколения турбореактивных двигателей

Несмотря на то, что точной классификации поколений турбореактивных двигателей в принципе не существует, можно в общих чертах описать основные типы на различных этапах развития двигателестроения.

К двигателям первого поколения относят немецкие и английские двигатели времен Второй мировой войны, а также советский ВК-1, который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.

Истребитель МИГ-15

ТРД второго поколения отличаются уже возможным наличием осевого компрессора, форсажной камеры и регулируемого воздухозаборника. Среди советских примеров двигатель Р-11Ф2С-300 для самолета МиГ-21.

Двигатели третьего поколения характеризуются увеличенной степенью сжатия, что достигалось увеличением ступеней компрессора и турбин, и появлением двухконтурности. Технически это самые сложные двигатели.

Появление новых материалов, которые позволяют значимо поднять рабочие температуры, привело к созданию двигателей четвертого поколения. Среди таких двигателей – отечественный АЛ-31 разработки ОДК для истребителя Су-27.

Сегодня на уфимском предприятии ОДК начинается выпуск авиационных двигателей пятого поколения. Новые агрегаты установят на истребитель Т-50 (ПАК ФА), который приходит на смену Су-27. Новая силовая установка на Т-50 с увеличенной мощностью сделает самолет еще более маневренным, а главное – откроет новую эпоху в отечественном авиастроении.

Устройство реактивного двигателя

Реактивный двигатель был изобретен Гансом фон Охайном (Dr. Hans von Ohain). выдающимся немецким инженером-конструкторм и Фрэнком Уиттлом (Sir Frank Whittle). Первый патент на работающий газотурбинный двигатель, был получен в 1930 году Фрэнк Уиттлом. Однако первую рабочую модель собрал именно Охайн.

2 августа 1939 года в небо поднялся первый реактивный самолет — He 178 (Хейнкель 178), снаряженный двигателем HeS 3, разработанный Охайном.

Устройство реактивного двигателя достаточно просто и одновременно крайне сложно. Просто по принципу действия: забортный воздух (в ракетных двигателях — жидкий кислород) засасывается в турбину, там смешивается с топливом и сгорая, в конце турбины образует т.н. “рабочее тело” (реактивная струя), которое и двигает машину.

Так все просто, но на деле — это целая область науки, ибо в таких двигателях рабочая температура достигает тысяч градусов по Цельсию. Одна из самых главных проблем турбореактивного двигателестроения — создание не плавящихся деталей, из плавящихся металлов. Но для того, что бы понять проблемы конструкторов и изобретателей нужно сначала более детально изучить принципиальное устройство двигателя.

Устройство реактивного двигателя

основные детали реактивного двигателя

В начале турбины всегда стоит вентилятор. который засасывает воздух из внешней среды в турбины. Вентилятор обладает большой площадью и огромным количеством лопастей специальной формы, сделанных из титана. Основных задач две — первичный забор воздуха и охлаждение всего двигателя в целом, путем прокачивание воздуха между внешней оболочкой двигателя и внутренними деталями. Это охлаждает камеры смешивания и сгорания и не дает им разрушится.

Сразу за вентилятором стоит мощный компрессор. который нагнетает воздух под большим давлением в камеру сгорания.

Камера сгорания выполняет еще и роль карбюратора, смешивая топливо с воздухом. После образования топливо воздушной смеси она поджигается. В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объемное расширение. Фактически реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв.

Камера сгорания реактивного двигателя одна из самых горячих его частей — её необходимо постоянно интенсивное охлаждение. Но и этого недостаточно. Температура в ней достигает 2700 градусов, поэтому её часто делают из керамики.

После камеры сгорания горящая топливо-воздушная смесь направляется непосредственно в турбину.

Турбина состоит из сотен лопаток, на которые давит реактивный поток, приводя турбину во вращение. Турбина в свою очередь вращает вал, на котором “сидят” вентиллятор и компрессор. Таким образом система замыкается и требует лишь подвода топлива и воздуха для своего функционироваия.

После турбины поток направляется в сопло. Сопло реактивного двигателя — последняя, но далеко не по значению часть реактивного двигателя. Оно формирует непосредственно реактивную струю. В сопло направляется холодный воздух, нагнетаемый вентиллятором для охлаждения внутренних деталей двигателя. Этот поток ограничивает манжету сопла от сверхгорячего реактивного потока и ее дает ей расплавится.

Отклоняемый вектор тяги

Сопла у реактивных двигателей бывают самые разные. Самым передовым считает подвижное сопло, стоящее на двигателях с отклоняемым вектором тяги. Оно может сжиматься и расширятся, а также отклонятся на значительные углы, регулируя и направляя непосредственно реактивный поток. Это делает самолеты с двигателями с отклоняемым вектором тяги очень маневренными, т.к. маневрирование происходит не только благодаря механизмам крыла, но и непосредственно двигателем.

Типы реактивных двигателей

Классический реактивный двигатель самолета F-15

Классический реактивный двигатель — принципиальное устройство которого мы описыали выше. Используется в основном на истребителях в различных модификациях.

Турбовинтовой двигатель. В этом типе двигателя мощность турбины через понижающий редуктор направляется на вращение классического винта. Такие двигатели позволят большим самолетам летать на приемлемых скоростях и тратить меньше горючего. Нормальной крейсерской скоростью турбовинтового самолета считается 600—800 км/ч.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (Ramjet)

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Работает без подвижных деталей. Воздух нагнетается в камеру сгорания естественным способом, за счет торможения потока об обтекатель входного отверстия.

Далее все происходит так же как в обычном реактивном двигателе — воздух смешивается с горючим и выходит в виде реактивной струи из сопла.

Использовался на поездах, самолетах, БЛА, и в боевых ракетах, а также на велосипедах и скутерах.

И напоследок — видео работы реактивного двигателя:

Картинки взяты из различных источников. Русификация картинок — Лаборатори 37.

Источники: http://military-industry.ru/missilery/1425, http://lab-37.com/science_world/turbojet/

Комментариев пока нет!

informatik-m.ru

Общие сведения о реактивных двигателях - Jet Aircraft

Термин «реактивные двигатели» применяется к четырем основным типам авиационных реактивных двигателей: газотурбинным, ракетным, пульсирующим воздушно-реактивным и прямоточным воздушно-реактивным. В данном разделе приведены общие сведения о принципе работы всех четырех типов двигателей и даны примеры их применения.

Принцип действия реактивного двигателя можно понять, если рассмотреть работу пожарного брандспойта. Вода под давлением подается по шлангу к брандспойту и истекает из него. Внутреннее сечение наконечника брандспойта сужается к концу, в связи с чем струя вытекающей воды имеет большую скорость, чем в шланге. Сила реакции, или обратного давления, которую ощущает пожарник, направляющий брандспойт, является прямым следствием возрастания скорости движения струи воды. Эта сила давления, или тяга, настолько велика, что пожарник должен напрягать свои силы, чтобы удерживать брандспойт в требуемом направлении. Сила реакции действует в обратную сторону по отношению к направлению истечения воды и не зависит от того, что происходит со струей воды после ее истечения из наконечника. Сила реакции остается неизменной независимо от того, истекает ли струя в воздух, не встречая преград, или же направлена на стену, то есть струя воды после истечения не оказывает какого-либо давления на брандспойт.

Этот принцип можно применить теперь к авиационному реактивному двигателю. Рассмотрим трубу с открытыми концами, установленную на движущемся самолете. Допустим, передняя часть трубы, в которую поступает воздух вследствие движения самолета, имеет расширяющееся внутреннее поперечное сечение. Вследствие расширения трубы скорость поступившего в нее воздуха снижается, а давление соответственно увеличивается. Допустим далее, что в расширенной части трубы в поток воздуха впрыскивается и сжигается горючее. Эту часть трубы можно назвать камерой сгорания. Тепловая энергия, выделившаяся за счет сгорания топлива, повышает общую энергию воздушного потока или, точнее говоря, потока газов, представляющих собой смесь воздуха с продуктами сгорания топлива. Затем газы вытекают в атмосферу через сужающееся реактивное сопло с обратной стороны нашей трубы. Вследствие того что энергия газов значительно повысилась, скорость их истечения из заднего конца трубы существенно превышает скорость воздуха, входящего через передний конец трубы. Другими словами, скорость потока газов увеличивается, и он — подобно струе воды в наконечнике брандспойта — создает реактивную силу тяги. Эта сила тяги используется для толкания самолета вперед.

Схема двухконтурного турбореактивного двигателя с двухкаскадным компрессоромДвигатель, работающий по описанной выше схеме, называется прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Нетрудно видеть, что такой двигатель может работать только в том случае, если он движется в воздухе со значительной скоростью, обеспечивающей поступление количества воздуха, достаточного для сжигания впрыскиваемого горючего и создания тем самым необходимой силы тяги. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель не может быть приведен в действие, если он не находится в движении.

Очевидно, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель не может широко применяться в качестве силовой установки для самолетов. Самолете таким двигателем должен или запускаться с другого самолета, или же осуществлять взлет и разгон с помощью специального стартового двигателя. Однако прямоточный воздушно-реактивный двигатель вследствие простоты конструкции, дешевизны производства и небольших размеров может найти широкое применение в качестве основной силовой установки для управляемых реактивных снарядов, которые запускаются с пусковых установок с помощью сбрасываемых стартовых двигателей.

Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателяПульсирующий воздушно-реактивный двигатель не обладает указанным выше недостатком, присущим прямоточному двигателю. Пульсирующий двигатель отличается от прямоточного двигателя наличием воздушных клапанов на входе в камеру сгорания. Горючее в пульсирующем двигателе, так же как и в прямоточном, впрыскивается в камеру сгорания и там сжигается. Продукты сгорания вытекают через реактивнее сопло в атмосферу. Выходу газов вперед препятствуют воздушные клапаны. После истечения газов из камеры сгорания в ней создается разрежение, и воздушные клапаны под действием напора наружного воздуха открываются. В камеру сгорания поступает новая порция свежего воздуха, причем при работе двигателя без движения часть воздуха может поступать и через задний конец трубы, являющийся выхлопным соплом. Когда давление в камере и давление наружного воздуха выравниваются, клапаны закрываются, горючее впрыскивается и поджигается, и весь цикл повторяется снова. В существующих пульсирующих двигателях циклы работы повторяются с большой частотой. Так, например, пульсирующий двигатель «Аргус», применявшийся на немецком самолете-снаряде Fi-103 (Фау-1) работал с частотой 2800 циклов в минуту.

В пульсирующем воздушно-реактивном двигателе, так же как и в прямоточном, реактивная тяга создается за счет того, что тепловая энергия, сообщенная воздуху и продуктам сгорания, заставляет их вытекать через сужающееся реактивное сопло со скоростью, значительно превышающей скорость воздуха, поступающего в двигатель. Если самолет или снаряд движется с достаточной скоростью, то возможность поступления воздуха в камеру сгорания через сопло исключается.

Интересной разновидностью пульсирующих воздушно-реактивных двигателей являются некоторые французские двигатели, у которых входная часть профилирована таким образом, что отсутствует необходимость установки специальных механических воздушных клапанов. У этих двигателей входная часть представляет собой так называемый «аэродинамический клапан», позволяющий воздуху свободно поступать в двигатель, но препятствующий выходу в обратном направлении.

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Прямоточные и пульсирующие воздушно-реактивные двигатели, принцип действия которых в интересах сохранения логической последовательности был изложен вначале, нашли лишь ограниченное применение в качестве авиационных силовых установок. Наиболее широкое применение получили газотурбинные двигатели, которые начиная с 1940 г. произвели революцию в авиационной технике.

В принципе газотурбинный двигатель состоит из воздушного компрессора, который приводится во вращение газовой турбиной, сидящей на одном с ним валу. Воздух в компрессоре сжимается до давления, в 6—7 раз превышающего атмосферное, и поступает в камеры сгорания, где происходит сгорание впрыскиваемого горючего. Продукты сгорания поступают в газовую турбину, приводя ее во вращение, и затем через реактивное сопло истекают в атмосферу.

Компрессоры газотурбинных двигателей подразделяются на два основных типа: центробежные и осевые. Центробежный компрессор обычно имеет одну крыльчатку, с радиальными лопатками. Воздух из воздухозаборника поступает к центру крыльчатки. В каналах между лопатками скорость движения воздуха под действием центробежных сил возрастает. При движений в диффузоре его скорость уменьшается, а давление повышается. Из диффузора сжатый воздух поступает в камеры сгорания.

Схема простейшего турбореактивного двигателяОсевой компрессор имеет ротор с несколькими рядами (ступенями) профилированных лопаток. Ротор компрессора находится на одном валу с газовой турбиной. Между вращающимися лопатками находятся неподвижные лопатки направляющего аппарата. Воздух, двигаясь вдоль оси компрессора, сжимается в каждой ступени и из последней ступени поступает в камеры сгорания. Хотя осевой компрессор более сложен и дорог в производстве, чем центробежный, однако вследствие того, что осевой компрессор позволяет получить более высокое давление, на всех мощных газотурбинных двигателях применяются главным образом такие компрессоры.

Количество энергии, выделяемой при сгорании горючего, которым может быть керосин, бензин, дизельное топливо и т. д., значительно превосходит количество энергии, которое может быть поглощено турбиной для приведения во вращение компрессора. Большая часть энергии газов может быть использована в реактивном сопле для увеличения скорости газовой струи и создания таким путем реактивной тяги. Газотурбинный двигатель, газовая турбина которого, состоящая из одного или нескольких дисков с профилированными лопатками, использует только такое количество энергии, какое необходимо для вращения компрессора, а остальная энергия газов идет на создание реактивной силы тяги, называется турбореактивным двигателем.

Схема турбореактивного двигателя с двухкаскадным компрессоромБолее совершенным типом турбореактивного двигателя является турбореактивный двигатель с двухкаскадным компрессором. Такой двигатель имеет два компрессора и две турбины. Передний компрессор, или компрессор низкого давления, приводится вo вращение задней турбиной, с которой сидит на одном валу. Задний компрессор, или компрессор высокого давления, приводится во вращение передней турбиной, сидящей с ним также на одном валу. Последний вал является полым, и внутри него проходит вал переднего компрессора и задней турбины. Двухкаскадный компрессор позволяет получить большую степень повышения давления, а следовательно, двигатель с двухкаскадным компрессором является более экономичным.

Тяга турбореактивных двигателей может форсироваться, то есть увеличиваться на короткий период времени различными способами. Наиболее широкое применение нашли впрыск воды и дожигание. Впрыск воды дает сравнительно небольшое увеличение силы тяги без существенного увеличения веса двигателя и используется главным образом при взлете. Дожигание заключается в следующем: в поток газов позади турбины дополнительно впрыскивается топливо, которое сгорает за счет кислорода воздуха, не использованного в камерах сгорания. С помощью дожигания можно кратковременно увеличить тягу на 25—30% при малых скоростях и до 70 % при больших скоростях полета. Дожигание применяется на двигателях военных самолетов для увеличения скорости при взлете или в воздушном бою.

Схема турбовинтового двигателяГазотурбинный двигатель, у которого большая часть энергии газов поглощается турбиной, приводящей во вращение компрессор и воздушный винт, называется турбовинтовым двигателем. Воздушный винт соединен через редуктор с основным валом двигателя, на котором находятся компрессор и турбина. Турбина турбовинтового двигателя рассчитана таким образом, чтобы использовать как можно больше энергии газов.

Турбовинтовой двигатель, так же как и турбореактивный, может иметь центробежный или осевой компрессор. Турбовинтовой двигатель может иметь две турбины, одна из которых, передняя, приводит во вращение компрессор, а вторая, задняя, — воздушный винт. В этом случае турбины, имея соосные валы, являются совершенно независимыми. Двигатель такого типа называется турбовинтовым двигателем со свободной турбиной.

Схема турбовинтового двигателя с двухкаскадным компрессоромТурбовинтовой двигатель может также иметь двух-каскадный компрессор. Турбовинтовые двигатели с двухкаскадным компрессором проектируются с целью получения постоянной мощности на валу в широком диапазоне высот (от уровня моря до высоты порядка 7500 м) и температур. Двигатель такого типа имеет компрессор и турбину высокого давления, находящиеся на одном валу, а также компрессор и турбину низкого давления на другом валу, помещенном внутри первого вала. Турбина низкого давления приводит во вращение воздушный винт и компрессор низкого давления. Компрессор низкого давления расположен впереди компрессора высокого давления и подает в него поджатый воздух. В двигателях этого типа нет механической связи между секциями низкого и высокого давления.

Третьим типом газотурбинных двигателей, применяемых на самолетах, являются двухконтурные турбореактивные двигатели. Увеличение тяги в таком двигателе достигается за счет смешения горячих газов, выходящих из турбины, с воздухом, поступающим по второму контуру. По периметру диска турбины двигателя помещены лопатки вентилятора, представляющие собой, по сути дела, воздушный винт с укороченными лопастями. Воздух, поступающий во второй контур, подсасывается лопатками вентилятора и подается в реактивное сопло, где, смешиваясь с горячими газами, увеличивает общую массу вытекающих газов.

Схема двухконтурного турбореактивного двигателяДругой разновидностью двухконтурного турбореактивного двигателя является двигатель, схема которого приведена на рис. 9. В этом двигателе увеличение тяги достигается несколько иным способом. Двигатель имеет двухкаскадный компрессор, причем компрессор низкого давления имеет больший диаметр, чем компрессор высокого давления. По выходе из компрессора низкого давления поток воздуха раздваивается. Около 80% воздуха протекает обычным путем по внутреннему контуру через компрессор высокого давления, камеры сгорания и турбины в реактивное сопло, а остальная часть воздуха по второму контуру поступает непосредственно в реактивное сопло, где смешивается с горячими газами первого контура.

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Принцип действия ракетных двигателей в основном аналогичен принципу действия описанных выше двигателей. Однако в ракетных двигателях кислород, необходимый для сжигания горючего, берется не из атмосферы, а является составной частью топлива, находящегося в баках, расположенных на борту самолета. Под действием высокого давления, развивающегося в камере сгорания двигателя, продукты сгорания с большой скоростью истекают из реактивного сопла, создавая реактивную силу тяги.

Схема двухконтурного турбореактивного двигателя с двухкаскадным компрессоромРакетные двигатели, таким образом, не зависят от воздуха, и чем больше высота полета, тем больше сила тяги двигателя вследствие уменьшения атмосферного давления. Однако в связи с чрезмерно большим расходом ракетными двигателями топлива, которое все должно находиться на борту самолета, продолжительность полета самолета с таким двигателем может составлять только несколько минут.

В зависимости от характера протекания реакции в камере сгорания ракетные двигатели подразделяются на два типа. В двигателях первого типа, работающих на монотопливе (однокомпонентноё, или унитарное топливо), как, например, перекись водорода, топливо в присутствии катализатора разлагается на пар и кислород, которые, истекая из камеры сгорания через реактивное сопло, создают тягу. Так как разложение перекиси водорода происходит при сравнительно низких температурах, то двигатели такого типа называются «холодными».

В двигателях второго типа используется двухкомпонентное топливо (горючее и окислитель).Окислитель содержит кислород, необходимый для сгорания топлива. Типичными топливами для двигателей этого типа являются керосин — жидкий кислород, анилин— азотная кислота и керосин — перекись водорода. Так как горение этих топлив в камере сгорания происходит при высоких температурах, то двигатели, работающие на этих топливах, принято называть «горячими».

jetaircraft.ru

Виды реактивных двигателей

Известны следующие основные типы реактивных двигателей:

Пороховой и жидкостной ракетный двигатели для своей работы не нуждаются в кислороде из окружающего воздуха, так как необходимый для сжигания топлива кислород содержится в веществах, входящих в состав пороха, или в жидком окислителе.

При сгорании пороха или жидкого топлива в смеси с жидким окислителем образуются продукты сгорания, занимающие во много раз больший объем, чем исходные продукты, поэтому продукты сгорания в виде газов с большой скоростью вырываются из реактивного сопла наружу.

В силу закона сохранения энергии количество движения системы тел есть величина постоянная. Двигатель и заключенные в нем продукты сгорания являются системой из двух тел. И если одно из тел системы (продукты сгорания) массой т получает скорость истечения V„CT, т. е. создает количество движения, равное произведению, то и другое тело системы (двигатель) должно получить равное по величине, но обратное по направлению количество движения. Только в этом случае количество движения всей системы не изменится и не будет нарушен закон сохранения энергии. Если двигатель имеет массу, то он получит скорость V в направлении, обратном истечению газа. Количество движения двигателя, равное произведению, должно равняться количеству движения продуктов сгорания

Использование пороховых и жидкостных ракетных двигателей для вертолета затруднительно из-за ограниченного времени их действия н трудности дросселирования. Будучи запушенными, эти двигатели все время развивают одинаковую тягу до тех пор, пока не сгорит все топливо.

В жидкостных ракетных двигателях сложно регулировать подачу топлива под высоким давлением, их экономичность Невелика, а срок службы мал. Поэтому как пороховые, так и жидкостные ракетные двигатели не могут применяться как двигатели для вращения несущего вита.

Прямоточный воздушно-pеактивный двигатель использует для сгорания топлива кислород «з окружающего воздуха и состоит из следующих основных частей: воздухозаборника (входной диффузор), камеры сгорания, реактивного сопла.

Воздухозаборник служит для направления потока воздуха в двигатель. Форма входа в воздухозаборник и изменение площади проходного сечения вдоль потока выбираются такими, чтобы с минимальными гидравлическими потерями на входе обеспечить прирост давления воздуха по пути в камеру сгорания. Для уменьшения потерь на входе в воздухозаборник передняя его кромка выполнена в виде кольцевого крыльевого профиля, носик которого имеет малый радиус кривизны. Для увеличения давления воздуха воздухозаборнику придается вид расширяющегося канала (диффузора).

Преобразование тепловой энергии, заключенной в газе, в механическую работу истечения может произойти только в результате расширения газа. Поэтому воздух перед поступлением в камеру сгорания должен быть подвергнут предварительному сжатию с целью повышения его давления.

В полете воздух подходит к воздухозаборнику двигателя со скоростью, равной скорости полета. При висении вертолета эта скорость равна окружной скорости конца лопасти. Перед входом в воздухозаборник воздух несколько притормаживается, за счет чего растет его давление, а попав в расширяющийся канал воздухозаборника, еще больше уменьшает свою скорость, за счет чего продолжает увеличиваться давление.

Таким образом, в прямоточном двигателе давление воздуха повышается за счет использования кинетической энергии входящего в него воздуха. Этим объясняется невозможность работы прямоточного двигателя на месте, когда скорость набегающего потока равна нулю. Этим же объясняется увеличение тяги двигателя с увеличением скорости его движения. Несущий винт вертолета с установленными на концах лопастей прямоточными двигателями требует поэтому перед запуском двигателей предварительной раскрутки от постороннего источника энергии.

В камеру сгорания через форсунки непрерывно подается топливо. При горении топлива воздух нагревается и расширяется, за счет чего происходит увеличение его скорости. Газ выходит из реактивного сопла со скоростью, значительно превышающей скорость входа. В результате ускорения массы газа внутри двигателя образуется реактивная тяга.

Прямоточный двигатель может быть с успехом применен для вертолета, если обеспечить предварительную раскрутку винта.

Пульсирующий воздушно-pеактивный двигатель в этом отношении выгодно отличается от прямоточного, так как может создавать тягу на месте (без движения вертолета) и не требует раскрутки винта.

В пульсирующем двигателе сгорание топлива происходит не непрерывно, как в прямоточном, а периодически. Перед камерой сгорания пульсирующего двигателя установлена решетка с клапанами. Из-за наличия разности давлений воздуха в воздухозаборнике и камере сгорания клапаны открываются и пропускают в камеру сгорания порцию свежего воздуха. Одновременно с этим в камеру сгорания впрыскивается топливо и поджигается. Нагрев воздуха вызывает кратковременное повышение давления в камере сгорания, в результате чего клапаны в решетке закрываются. Газы из камеры сгорания с большой скоростью вытекают через реактивное сопло, что вызывает понижение давления

в камере сгорания, и клапаны вновь открываются, впуская в камеру очередную порцию свежего воздуха, после чего цикл повторяется. Тяга такого двигателя изменяется от максимального до нулевого значения. Однако ввиду того, что частота пульсаций очень велика, изменения тяги практически не сказываются -на равномерности вращения несущего винта. Частота пульсаций обратно пропорциональна длине двигателя. Так, если двигатель, имеющий длину 610 мм, работает с частотой пульсаций 270 циклов в секунду, то двигатель, имеющий длину 915 мм, — с частотой 180 циклов в секунду.

Следует сказать, что подача топлива к двигателям на концах лопастей не требует применения насосов для принудительной подачи. Дело в том, что возникающая при вращении несущего винта центробежная сила сама гонит топливо от втулки винта к двигателям по топливо-проводам, проложенным вдоль лопасти. Однако в этом случае трудно осуществить герметизацию подвижного соединения, через которое топливо от трубопроводов, находящихся на неподвижной части вертолета, передается на вращающуюся втулку.

Конструкция двигателя и регулировка подачи топлива и зажигания должны быть таковы, чтобы обеспечить синхронность сгорания с пульсацией столба газов.

Пульсирующий двигатель, кроме того, что может развивать тягу при работе на месте, имеет также то преимущество, что он значительно меньше расходует топлива на создание каждого килограмма тяги, чем другие типы воздушно-реактивных двигателей. При выборе двигателя для установки на концах лопастей вертолета конструкторы чаще всего останавливаются «а пульсирующем двигателе еще и потому, что этот двигатель развивает наибольшую величину тяги на каждую единицу лобовой площади.

Основным недостатком пульсирующих двигателей являются значительные вибрационные нагрузки, этим объясняется малый срок службы впускных клапанов (несколько часов) и частые усталостные поломки хвостовой трубы. Кроме того, к недостаткам относятся потребность в сжатом воздухе для запуска (для первоначальных циклов работы) и, наконец, большой шум работающего двигателя.

Турбореактивный и турбовинтовой двигатели в том виде, в котором они существуют сейчас, на концах лопастей использоваться не могут. Хотя эти двигатели и обладают наименьшим удельным расходом топлива в час на каждый килограмм тяги или на каждую лошадиную силу, но удельный вес этих двигателей, т. е. отношение веса к тяге, еще настолько велик, что не позволяет их эффективно использовать на концах лопастей. Эти двигатели могут быть применены на вертолетах в обычной силовой установке с механическим приводом к несущему винту.

Агрегаты техники

avia.pro

Реактивный двигатель это что такое Реактивный двигатель: определение — История.НЭС

Реактивный двигатель

В реактивном двигателе сила тяги, необходимая для движения, создается путем преобразования исходной энергии в кинетическую энергию рабочего тела. В результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде отдачи (струи). Отдача перемещает в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат. Перемещение происходит в направлении, противоположном истечению струи. В кинетическую энергию реактивной струи могут преобразовываться различные виды энергии: химическая, ядерная, электрическая, солнечная. Реактивный двигатель обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.

Для создания реактивной тяги необходимы источник исходной энергии, которая преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи, рабочее тело, выбрасываемое из двигателя в виде реактивной струи, и сам реактивный двигатель, преобразующий первый вид энергии во второй.

Основной частью реактивного двигателя является камера сгорания, в которой создается рабочее тело.

Все реактивные двигатели делятся на два основных класса, в зависимости от того, используется в их работе окружающая среда или нет.

Первый класс – воздушно?реактивные двигатели (ВРД). Все они тепловые, в которых рабочее тело образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом окружающего воздуха. Основную массу рабочего тела составляет атмосферный воздух.

В ракетном двигателе все компоненты рабочего тела находятся на борту оснащенного им аппарата.

Существуют также комбинированные двигатели, сочетающие в себе оба вышеназванные типа.

Впервые реактивное движение было использовано в шаре Герона – прототипе паровой турбины. Реактивные двигатели на твердом топливе появились в Китае в X в. н. э. Такие ракеты применялись на Востоке, а затем в Европе для фейерверков, сигнализации, а затем как боевые.

Важным этапом в развитии идеи реактивного движения была идея применения ракеты в качестве двигателя для летательного аппарата. Ее впервые сформулировал русский революционер?народоволец Н. И. Кибальчич, который в марте 1881 г., незадолго до казни, предложил схему летательного аппарата (ракетоплана) с использованием реактивной тяги от взрывных пороховых газов.

H. Е. Жуковский в работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1880?е годы) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) впервые разработал основные вопросы теории реактивного двигателя.

Интересные работы по исследованию полета ракеты принадлежат также известному русскому ученому И. В. Мещерскому, в частности в области общей теории движения тел переменной массы.

В 1903 г. К. Э. Циолковский в своей работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» дал теоретическое обоснование полета ракеты, а также принципиальную схему ракетного двигателя, предвосхищавшую многие принципиальные и конструктивные особенности современных жидкостно?ракетных двигателей (ЖРД). Так, Циолковский предусматривал применение для реактивного двигателя жидкого топлива и подачу его в двигатель специальными насосами. Управление полетом ракеты он предлагал осуществить посредством газовых рулей – специальных пластинок, помещаемых в струе вылетающих из сопла газов.

Особенность жидкостно?реактивного двигателя в том, что в отличие от других реактивных двигателей он несет с собой вместе с топливом весь запас окислителя, а не забирает необходимый для сжигания горючего воздух, содержащий кислород, из атмосферы. Это единственный двигатель, который может быть применен для сверхвысотного полета вне земной атмосферы.

Первую в мире ракету с жидкостным ракетным двигателем создал и запустил 16 марта 1926 г. американец Р. Годдард. Она весила около 5 килограммов, а ее длина достигала 3 м. Топливом в ракете Годдарда служили бензин и жидкий кислород. Полет этой ракеты продолжался 2,5 секунды, за которые она пролетела 56 м.

Систематические экспериментальные работы над этими двигателями начались в 30?х годах XX века.

Первые советские ЖРД были разработаны и созданы в 1930–1931 гг. в ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) под руководством будущего академика В. П. Глушко. Эта серия называлась ОРМ – опытный ракетный мотор. Глушко применил некоторые новинки, например охлаждение двигателя одним из компонентов топлива.

Параллельно разработка ракетных двигателей велась в Москве Группой изучения реактивного движения (ГИРД). Ее идейным вдохновителем был Ф. А. Цандер, а организатором – молодой С. П. Королев. Целью Королева была постройка нового ракетного аппарата – ракетоплана.

В 1933 г. Ф. А. Цандер построил и успешно испытал ракетный двигатель ОР?1, работавший на бензине и сжатом воздухе, а в 1932–1933 гг. – двигатель ОР?2, на бензине и жидком кислороде. Этот двигатель был спроектирован для установки на планере, который должен был совершить полет в качестве ракетоплана.

В 1933 г. в ГИРДе создана и испытана первая советская ракета на жидком топливе.

Развивая начатые работы, советские инженеры в последующем продолжали работать над созданием жидкостных реактивных двигателей. Всего с 1932 по 1941 г. в СССР было разработано 118 конструкций жидкостных реактивных двигателей.

В Германии в 1931 г. состоялись испытания ракет И. Винклера, Риделя и др.

Первый полет на самолете?ракетоплане с жидкостно?реактивным двигателем был совершен в Советском Союзе в феврале 1940 г. В качестве силовой установки самолета был применен ЖРД. В 1941 г. под руководством советского конструктора В. Ф. Болховитинова был построен первый реактивный самолет – истребитель с жидкостно?ракетным двигателем. Его испытания были проведены в мае 1942 г. летчиком Г. Я. Бахчиваджи.

В это же время состоялся первый полет немецкого истребителя с таким двигателем. В 1943 г. в США провели испытания первого американского реактивного самолета, на котором был установлен жидкостно?реактивный двигатель. В Германии в 1944 г. были построены несколько истребителей с этими двигателями конструкции Мессершмитта и в том же году применены в боевой обстановке на Западном фронте.

Кроме того, ЖРД применялись на немецких ракетах Фау?2, созданных под руководством В. фон Брауна.

В 1950?е годы жидкостно?ракетные двигатели устанавливались на баллистических ракетах, а затем на искусственных спутниках Земли, Солнца, Луны и Марса, автоматических межпланетных станциях.

ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасосного агрегата, газогенератора или парогазогенератора, системы автоматики, органов регулирования, системы зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменники, смесители, приводы).

Идея воздушно?реактивных двигателей не раз выдвигалась в разных странах. Наиболее важными и оригинальными работами в этом отношении являются исследования, проведенные в 1908–1913 гг. французским ученым Р. Лореном, который, в частности, в 1911 г. предложил ряд схем прямоточных воздушно?реактивных двигателей. Эти двигатели используют в качестве окислителя атмосферный воздух, а сжатие воздуха в камере сгорания обеспечивается за счет динамического напора воздуха.

В мае 1939 г. в СССР впервые состоялось испытание ракеты с прямоточным воздушно?реактивным двигателем конструкции П. А. Меркулова. Это была двухступенчатая ракета (первая ступень – пороховая ракета) с взлетным весом 7,07 кг, причем вес топлива для второй ступени прямоточного воздушно?реактивного двигателя составлял лишь 2 кг. При испытании ракета достигла высоты 2 км.

В 1939–1940 гг. впервые в мире в Советском Союзе проводились летние испытания воздушно?реактивных двигателей, установленных в качестве дополнительных двигателей на самолете конструкции Н. П. Поликарпова. В 1942 г. в Германии испытывались прямоточные воздушно?реактивные двигатели конструкции Э. Зенгера.

Воздушно?реактивный двигатель состоит из диффузора, в котором за счет кинетической энергии набегающего потока воздуха происходит сжатие воздуха. В камеру сгорания через форсунку впрыскивается топливо и происходит воспламенение смеси. Реактивная струя выходит через сопло.

Процесс работы ВРД непрерывен, поэтому в них отсутствует стартовая тяга. В связи с этим при скоростях полета меньше половины скорости звука воздушно?реактивные двигатели не применяются. Наиболее эффективно применение ВРД на сверхзвуковых скоростях и больших высотах. Взлет самолета с воздушно?реактивным двигателем происходит при помощи ракетных двигателей на твердом или жидком топливе.

Большее развитие получила другая группа воздушно?реактивных двигателей – турбокомпрессорные двигатели. Они подразделяются на турбореактивные, в которых тяга создается струей газов, вытекающих из реактивного сопла, и турбовинтовые, в которых основная тяга создается воздушным винтом.

В 1909 г. проект турбореактивного двигателя был разработан инженером Н. Герасимовым. В 1914 г. лейтенант русского морского флота М. Н. Никольской сконструировал и построил модель турбовинтового авиационного двигателя. Рабочим телом для приведения в действие трехступенчатой турбины служили газообразные продукты сгорания смеси скипидара и азотной кислоты. Турбина работала не только на воздушный винт: отходящие газообразные продукты сгорания, направленные в хвостовое (реактивное) сопло, создавали реактивную тягу дополнительно к силе тяги винта.

В 1924 г. В. И. Базаров разработал конструкцию авиационного турбокомпрессорного реактивного двигателя, состоявшую из трех элементов: камеры сгорания, газовой турбины, компрессора. Поток сжатого воздуха здесь впервые делился на две ветви: меньшая часть шла в камеру сгорания (к горелке), а большая подмешивалась к рабочим газам для понижения их температуры перед турбиной. Тем самым обеспечивалась сохранность лопаток турбины. Мощность многоступенчатой турбины расходовалась на привод центробежного компрессора самого двигателя и отчасти на вращение воздушного винта. Дополнительно к винту тяга создавалась за счет реакции струи газов, пропускаемых через хвостовое сопло.

В 1939 г. на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Его испытаниям помешала война.

В 1941 г. в Англии был впервые осуществлен полет на экспериментальном самолете?истребителе, оснащенном турбореактивным двигателем конструкции Ф. Уиттла. На нем был установлен двигатель с газовой турбиной, которая приводила в действие центробежный компрессор, подающий воздух в камеру сгорания. Продукты сгорания использовались для создания реактивной тяги.

В турбореактивном двигателе воздух, поступающий при полете, сжимается сначала в воздухозаборнике, а затем в турбокомпрессоре. Сжатый воздух подается в камеру сгорания, куда впрыскивается жидкое топливо (чаще всего – авиационный керосин). Частичное расширение газов, образовавшихся при сгорании, происходит в турбине, вращающей компрессор, а окончательное – в реактивном сопле. Между турбиной и реактивным двигателем может быть установлена форсажная камера, предназначенная для дополнительного сгорания топлива.

Сейчас турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолетов, а также некоторые вертолеты.

В турбовинтовом двигателе основная тяга создается воздушным винтом, а дополнительная (около 10 %) – струей газов, вытекающих из реактивного сопла. Принцип действия турбовинтового двигателя схож с турбореактивным, с той разницей, что турбина вращает не только компрессор, но и воздушный винт. Эти двигатели применяются в дозвуковых самолетах и вертолетах, а также для движения быстроходных судов и автомобилей.

Наиболее ранние реактивные твердотопливные двигатели использовались в боевых ракетах. Их широкое применение началось в XIX в., когда во многих армиях появились ракетные части. В конце XIX в. были созданы первые бездымные порохи, с более устойчивым горением и большей работоспособностью.

В 1920–1930?е годы велись работы по созданию реактивного оружия. Это привело к появлению реактивных минометов – «катюш» в Советском Союзе, шестиствольных реактивных минометов в Германии.

Получение новых видов пороха позволило применять реактивные твердотопливные двигатели в боевых ракетах, включая баллистические. Кроме этого они применяются в авиации и космонавтике как двигатели первых ступеней ракет?носителей, стартовые двигатели для самолетов с прямоточными воздушно?реактивными двигателями и тормозные двигатели космических аппаратов.

Реактивный твердотопливный двигатель состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором находится весь запас топлива и реактивного сопла. Корпус выполняется из стали или стеклопластика. Сопло – из графита, тугоплавких сплавов, графита.

Зажигание топлива производится воспламенительным устройством.

Регулирование тяги производится изменением поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла, а также впрыскиванием в камеру сгорания жидкости.

Направление тяги может меняться газовыми рулями, отклоняющейся насадкой (дефлектором), вспомогательными управляющими двигателями и т. п.

Реактивные твердотопливные двигатели очень надежны, могут долго храниться, а следовательно, постоянно готовы к запуску.

Оцените определение:

Источник: 100 знаменитых изобретений

interpretive.ru

Реактивный двигатель - это... Что такое Реактивный двигатель?

Реактивный двигатель — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Рабочее тело с большой скоростью истекает из двигателя, и, в соответствии с законом сохранения импульса, образуется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении.

Для разгона рабочего тела может использоваться как расширение газа, нагретого тем или иным способом до высокой температуры (т. н. тепловые реактивные двигатели), так и другие физические принципы, например, ускорение заряженных частиц в электростатическом поле (см. ионный двигатель).

Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть он создаёт тяговое усилие только за счёт взаимодействия с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. По этой причине чаще всего он используется для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов.

Классы реактивных двигателей

Существует два основных класса реактивных двигателей:

Составные части реактивного двигателя

Любой реактивный двигатель должен иметь, по крайней мере, две составные части:

Основные технические параметры реактивного двигателя

Основным техническим параметром, характеризующим реактивный двигатель, является тяга (иначе — сила тяги) — усилие, которое развивает двигатель в направлении движения аппарата.

Ракетные двигатели помимо тяги характеризуются удельным импульсом, являющимся показателем степени совершенства или качества двигателя. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя. В приведённой ниже диаграмме в графической форме представлены верхние значения этого показателя для разных типов реактивных двигателей, в зависимости от скорости полёта, выраженной в форме числа Маха, что позволяет видеть область применимости каждого типа двигателей.

ПуВРД — Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, ТРД — Турбореактивный двигатель, ПВРД — Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ГПВРД — Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

История

Реактивный двигатель был изобретен Гансом фон Охайном (Dr. Hans von Ohain), выдающимся немецким инженером-конструктором и Фрэнком Уиттлом (Sir Frank Whittle). Первый патент на работающий газотурбинный двигатель был получен в 1930 году Фрэнком Уиттлом. Однако первую рабочую модель собрал именно Охайн.

2 августа 1939 года в Германии в небо поднялся первый реактивный самолет — Хейнкель He 178, оснащённый двигателем HeS 3, разработанный Охайном.