Реактивный двигатель маленький: Реактивный двигатель PBS TJ100 — PBS

Маленькие ракетные двигатели. Карл гильзин

Турбореактивный двигатель.
Вместо вращения винта самолета, теплохода или ротора электрогенератора газовая турбина может быть использована как реактивный двигатель. Воздух и продукты горения выбрасываются из газовой турбины с большой скоростью. Реактивная сила тяги, возникающая при этом, может быть использована для движения самолета, теплохода или железнодорожного состава.

Основное отличие турбореактивного двигателя от турбовинтового заключается в том, что в нем газовая турбина используется лишь для приведения в действие воздушного компрессора и отнимает у газовой струи, выходящей из камеры сгорания, лишь небольшую часть энергии. В результате газовая струя имеет на выходе из турбины высокую скорость и создает реактивную силу тяги.

Успешное использование турбореактивных двигателей в авиации началось в 40-х годах созданием реактивных истребителей, а первый в нашей стране реактивный пассажирский самолет ТУ-104 вышел на линию Москва — Иркутск в 1956 г. (см. цветную вклейку III).

Турбореактивными двигателями оборудованы известные всему миру самолеты ИЛ-62, ТУ-154 и первый в мире сверхзвуковой пассажирский самолет ТУ-144 (рис. 41). Четыре его двигателя общей мощностью обеспечивают скорость полета полетная масса самолета 180 т.

Мощность и сила тяги турбореактивного двигателя может быть значительно увеличена за счет использования режима форсажа. С этой целью в струю горячего газа, выходящего из турбины, впрыскивается топливо. Так как в струе горячего газа, выходящего из турбины, имеется большое количество кислорода, происходит горение топлива. В результате этого процесса, называемого дожиганием, температура, давление и, следовательно, скорость истечения газовой струи повышаются. За счет такого режима работы сила тяги двигателя кратковременно может быть увеличена на 25-30 % на малых скоростях и до 70% при больших скоростях полета.

Рис. 41. Первый турбореактивный пассажирский сверхзвуковой самолет ТУ-144

Форсажными камерами позади турбины обычно оборудуются реактивные двигатели истребителей (см. цветную вклейку III). Имеются такие камеры и у двигателей самолета ТУ-144.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
Самолетный реактивный двигатель может быть устроен и значительно проще, без компрессора и газовой турбины, так как при большой скорости движения самолета надобность в компрессоре отпадает. Повышения давления воздуха перед камерой сгорания можно добиться выбором формы воздухозаборника и камеры сгорания (рис. 42).

Если площадь поперечного сечения воздушного потока у входа двигателя меньше, чем у камеры сгорания, то скорость движения воздуха в камере сгорания меньше, чем у входа, так как за единицу времени через поперечное сечение двигателя должно проходить одно и то же количество воздуха. Согласно закону Бернулли в том участке трубы, где скорость движения газа меньше, давление выше.

Рис. 42. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Впрыскивание и сжигание горючего повышает температуру и давление воздуха в камере сгорания, и он выходит из камеры сгорания с большой скоростью. Скорость истечения горячего воздуха к продуктов горения повышается еще и за счет уменьшения площади поперечного сечения отверстия на выходе, поэтому скорость газов на выходе из двигателя значительно превышает по абсолютной величине скорость движения самолета относительно воздуха

Так как скорость воздуха относительно самолета на выходе двигателя равна скорости движения самолета относительно воздуха, то в результате работы реактивного двигателя в системе отсчета, связанной с самолетом, некоторое количество воздуха массой попадает в двигатель со скоростью а выбрасывается из него со скоростью следовательно, его импульс изменяется на величину Импульс самолета согласно закону сохранения импульса изменяется на величину, равную по абсолютному значению, но противоположную по направлению. Это изменение импульса самолета вызывается реактивной силой отдачи газовой струи.

Реактивные двигатели рассмотренного типа называются прямоточными воздушн еактивными двигателями.

При таких серьезных достоинствах, как простота устройства и малые размеры, широкому применению прямоточных воздушно-реактивных двигателей в авиации препятствует необходимость предварительного разгона самолета с помощью двигателей другого типа. Этого недостатка не имеет пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.
Главное отличие пульсирующего воздушн еактивного двигателя от прямоточного заключается в применении специальных клапанов в камере сгорания со стороны входа воздуха (рис. 43). Клапаны закрываются, если давление в камере сгорания превышает давление набегающего потока воздуха, и открываются, если давление в камере сгорания становится меньше давления набегающего потока воздуха. Это позволяет работать без предварительного разгона самолета.

При впрыскивании и поджигании порции топлива температура и давление воздуха в камере сгорания резко повышаются, клапаны со стороны воздухозаборника в это время закрыты. Расширение нагретого воздуха и продуктов горения приводит к выбросу струи горячих газов через открытое

Рис. 43. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Рис. 44. Реактивный двигатель на твердом топливе

сопло двигателя и созданию реактивной силы. Так как доступа новым порциям воздуха в камеру сгорания в это время нет и подача топлива прекратилась, горение прекращается и давление в камере сгорания резко уменьшается. Это приводит к открыванию клапанов со стороны воздухозаборника и поступлению порции воздуха. В этот момент в камеру впрыскивается горючее. Сжигание новой порции горючего приводит вновь к повышению давления в камере, клапаны на входе закрываются, и происходит выброс порции горячих газов через сопло на выходе, создающий реактивную силу тяги двигателя. Частота пульсаций достигает нескольких тысяч в минуту.

Ракетные двигатели.
Реактивные двигатели, не использующиг для своей работы окружающую среду, например воздух земной атмосферы, называются ракетными двигателями. Основные части ракетного двигателя — камера сгорания и сопло. В принципе для ракетного двигателя могут быть использованы различные источники энергии, но на практике пока применяются в основном химические ракетные двигатели. Сжигание горючего в камере сгорания химического ракетного двигателя приводит к образованию продуктов горения в газообразном состоянии. Выход струи газа через сопло приводит к возникновению реактивной силы.

Наиболее просто устроены ракетные двигатели, работающие на твердом топливе (РДТТ) (рис. 44). Примером твердого ракетного топлива может служить порох. РДТТ находят применение в военной технике. Ракетные снаряды с РДТТ успешно применялись в годы Великой Отечественной войны на реактивных установках — «катюшах» (рис. 45).

Постоянная готовность РДТТ к работе, простота и надежность позволяют использовать их в баллистических ракетах, которыми вооружены атомные подводные лодки, и в межконтинентальных баллистических ракетах.

Недостатком РДТТ является трудность управления его работой. Значительно удобнее в управлении жидкостные реактивные двигатели (ЖРД). Применение в качестве горючего и окислителя жидких веществ позволяет также получить больший выход энергии на единицу массы топлива и использовать более высокие скорости истечения газовой струи. Если для РДТТ максимальная скорость истечения составляет 2-3 км/с, то у ЖРД она

Рис. 45. (см. скан) Гвардейские минометы «катюши»

может достигать 3-5 км/с. Этими преимуществами ЖРД объясняется широкое их использование в ракетно-космической технике.

Впервые возможность и необходимость использования ЖРД для запуска человека или автоматических устройств в космическое пространство была обоснована Константином Эдуардовичем Циолковским в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 г. В этой работе К. Э. Циолковский предложил конструкцию космической ракеты с ЖРД (рис. 46), проанализировал возможности использования различных химических веществ в качестве горючего и окислителей, рассмотрел способы управления полетом ракеты.

Первая советская жидкостная ракета «ГИРД-09» была создана в 1933 г. под руководством Сергея Павловича Королева по проекту М. К. Тихонравова. Двигатель ракеты работал на жидком кислороде и бензине.

Рис. 46. Конструкция жидкостной ракеты по К. Э. Циолковскому

Дальнейшая успешная разработка ракетно-космической техники, выполненная под руководством академика С. П. Королева, позволила осуществить в нашей стране запуск первого в мире искусственного спутника Земли (4 октября 1957 г.), полет вокруг Земли первого в мире космонавта Ю. А. Гагарина (12 апреля 1961 г.), осуществить запуск межпланетных автоматических станций на Луну, Марс, Венеру. Жидкостные реактивные двигатели для советских космических ракет разработаны под руководством академика В а-лентина Петровича Глушко.

Мощность первой ступени ракеты-носителя «Восток» с ЖРД РД-107 (рис. 47) достигала 15 млн. кВт! Ракета-носитель «Протон», выводившая в космическое пространство советские ИСЗ «Протон» с массой 12,2 т, имеет мощность около 45 млн. кВт! Двигатели этой, космической ракеты развивают мощность, в 7 раз превосходящую мощность крупнейшей в мире Красноярской гидроэлектростанции! Схема устройства жидкостной ракеты представлена на рисунке 48.

Масштабы современной космической техники можно охарактеризовать параметрами ракетных систем, с помощью которых был произведен запуск космических кораблей «Союз» и «Аполлон» в ходе осуществления совместной советско-американской программы. Трехступенчатая ракета-носитель советского космического корабля «Союз» с жидкостно-ракетными двигателями имеет общую длину 49,3 м, максимальный диаметр по стабилизаторам 10,3 м, стартовую массу 330 т.

Американский космический корабль «Аполлон» выводился на орбиту двухступенчатой ракетой-носителем «Сатурн-1В» общей

(см. скан)

Рис. 47. Ракетный двигатель РД-107:1 — рулевые камеры сгорания и сопла; 2 — основные камеры сгорания; 3 — насос подачи окислителя; 4-насос подачи горючего; 5 — силовая рама; 6 — трубопроводы окислителя; 7 — трубопроводы горючего

Рис. 48. Схема устройства жидкостной ракеты: 1 — полезней груз; 2 — окислитель; 3- горючее; 4 — насосы; 5 — камера сгорания; 6 — сопло

высотой 68,2 м, с максимальным размахом стабилизирующих поверхностей 12,4 м и массой 587 т.

Интересно отметить, что в некоторых вариантах американской ракеты-носителя «Сатурн» в качестве горючего и окислителя используются, как и предлагал К. Э. Циолковский, жидкий водород и жидкий кислород.

Мощность, сила тяги и КПД ракетного двигателя.
Полезную мощность ракетного двигателя можно определить, считая приближенно, что вся полезная работа его затрачивается на сообщение кинетической энергии струе газов:

где m — масса газов, выброшенных ракетным двигателем за секунд, — масса газов, выброшенных двигателем за 1 с, и — скорость истечения газов. Это приближение близко к истине в том случае, если масса ракеты много больше массы газов, выбрасываемых двигателем за 1 с, так как тогда изменение кинетической энергии ракеты много меньше кинетической энергии выброшенных газов. За малый интервал времени в результате выброса струи газов импульс ракеты изменяется на величину

Тяга

– равнодействующая всех реактивных
сил, создаваемых агрегатами двигателя,
определяется по формуле:

где
– массовый секундный расход топлива
реактивного двигателя;W
a

– скорость газовой струи на срезе сопла;
F
a

– площадь среза сопла; р
а

– давление на срезе сопла; р
h

– давление
окружающей среды.

Первый
член данного уравнения характеризует
тягу, создаваемую за счет отбрасывания
от сопла газов и эта часть – реактивная
сила (статическая составляющая).

Второй
член характеризует тягу, которая
определяется разностью давлений на
срезе сопла и давления окружающей среды
и эта часть – переменная составляющая
реактивной тяги (зависит от высоты
полета).

Реактивный момент

Пусть
есть ракета с однокамерной двигательной
установкой (ДУ) рис.29:

а) Если
вектор тяги двигателя Р

направлена вдоль оси, то реактивный
момент отсутствует (рис. 29,а).

б) Если
вектор тяги (и результирующий вектор
тяги для многокамерной ДУ) действует с
некоторым эксцентриситетом относительно
центра тяжести (рис. 29,б),
то в этом случае действует реактивный
момент
.

Аэродинамические схемы ла

Планером
называется конструкция, объединяющая
корпус, крылья, органы управления и
стабилизации в единую аэродинамическую
схему. Он предназначен для создания
управляющих сил и размещения всей
аппаратуры ракеты. Корпус планера обычно
цилиндрической формы, за исключением
ракеты типа «несущий конус», с конической
(сферической) головной частью. Форма
корпуса и головной части выбирается в
целях получения наименьшей силы лобового
сопротивления ракеты при полете.
Материалом для корпуса служат легкие
прочные металлы и сплавы

Аэродинамические
поверхности планера служат для создания
подъемной и управляющих сил. Подъемная
сила, которая возникает при взаимодействии
ракеты с воздухом во время ее полета,
обеспечивает удержание ЛА в воздухе.
Управляющие силы необходимы для изменения
направления полета ракеты.

Различают
подвижные и неподвижные аэродинамические
поверхности (АП). Подвижные АП,
предназначенные для управления полетом
и стабилизацией ЛА, называются рулями,
поворотными крыльями. Свои функции они
выполняют путем поворота вокруг осей,
перпендикулярных продольной оси корпуса
ракеты, либо при выдвижении из корпуса
на определенное время и в определенной
последовательности.

Неподвижные
АП служат для стабилизации полета ЛА
(стабилизаторы) и для создания подъемной
силы (несущие крылья, поверхности). По
взаимному расположению рулей и неподвижных
аэродинамических поверхностей можно
выделить следующие аэродинамические
схемы ракет (рис.30):

Нормальная или обычная;

—
«бесхвостка»;

—
«поворотное крыло»;

В
нормальной схеме рули и стабилизатор
располагаются позади крыльев в хвостовой
части ракеты.

Схема
«бесхвостка». Данная схема является
разновидностью нормальной схемы. Здесь
крылья выполняют одновременно функции
крыльев и стабилизаторов и отличаются
большей стреловидностью и малым размахом.
С целью увеличения подъемной силы в
этой схеме увеличена площадь крыльев.
При этом рули оказываются расположенными
непосредственно за крыльями и связываются
с ними конструктивно.

В
аэродинамической схеме «утка» рули
находятся в головной части ракеты
(впереди центра масс), а крылья, выполняющие
и функцию стабилизатора, расположены
в хвостовой части корпуса ракеты. Эта
схема удобна с точки зре­ния компоновки
ракеты, так как рулевые машинки могут
быть расположены близко к рулям. При
такой компоновке ракеты подъемная сила
рулей совпадает по направлению с
подъемной силой крыльев и корпуса.
Однако расположение рулей в носовой
части ракеты и возникновение скоса
воздушного потока при отклонении рулей
приводит к потере подъемной силы на
крыльях и возникновению значительных
моментов крена. Чтобы избежать «момента
косой обдувки» крыльевой блок делается
вращающимся вокруг оси ракеты, что
позволяет избежать воздействия скоса
воздушного потока на них.

В схеме
«поворотное крыло» подвижные поверхности
(поворотные крылья) располагаются в
районе центра тяжести и наряду с функцией
крыла выполняют функцию рулей, а
неподвижные стабилизаторы расположены
в хвостовой части корпуса.

Рис.
30 Аэродинамические схемы: а)Нормальная;
б)»Бесхвостка»; в)»Утка»;
г)»Поворотное крыло».

Принципиально
не существует наилучшей аэродинамической
схемы. Выбор схемы аэродинамической
компоновки определяется требуемыми
высотами и дальностями полета ракеты,
маневренностью и составом бортовой
аппаратуры.

В ракетном двигателе струя истекающих газов формируется в сопловой, сначала сужающейся, а затем расширяющейся ча­сти камеры. Скорость текущих вдоль сопла газов постепенно на­растает, а давление соответственно падает. Возникает вопрос, где следует провести границу между отбрасываемыми газами и тем предметом, который мы будем называть ракетой.

Такое разделение можно произвести различными способами, но предпочтительным будет тот, который даст наибольшие удоб­ства для определения действующих сил.

Самое простое и очевидное — это отделить струю истекаю­щих газов по крайнему срезу сопла, а все то, что находится в пределах внешней поверхности корпуса и плоскости среза, и считать ракетой (рис. 1.3).

Отделяя мысленно, часть механической системы, мы, в со­ответствии с правилами механики, обязаны заменить действие отброшен­ной части на оставшуюся силами взаимодействия. По­скольку окружающая среда нами пока не рассматривается, мы заменяем ее действие на ракету невозмущенным атмосферным давлением р h ,
распределенным по внешней поверхности. Отбра­сывая струю газов, мы также должны заменить ее действие на оставшуюся по другую сторону сечения массу давлением, которое возникает в струе на срезе сопла. Это давление принято обозначать через р а
(рис. 1.3). Оно не обязательно равно атмосферному и может быть как больше, так и меньше его.

Теперьостается условиться о том, что же следует понимать под тягой двигателя. Для ракеты это та движущая сила, перво­причину возникновения которой мы усматриваем в работе двигателя. Она обладает тем удобным свойством, что может быть непосредственно замерена на стенде (рис. 1.4).

Рис. 1.3. К выводу формулы тяги.

Для закре­пленной ракеты сила тяги уравновешивается реакцией связи R
, равной тяге Р.
Поэтому ускорение равно нулю, и уравнение движения для точки переменной массы (1.4) примет вид

где S a
— площадь выходного сечения сопла, а W а
— скорость истечения по­тока в этом сечении.

Рис. 1.4. Силы, действующие на закрепленную ракету.

Так как R = P
, то тяга

Следует особо подчеркнуть, что под давлением р
понимается исключительно барометрическое давление окружающей среды, но не истинное давление на поверхности ракеты, значение и закон распределения которого зависят от условий обтекания. Все добавочные силы, связанные со скоростью полета в атмосфере, относятся к категории аэродинамических и в выражение тяги не включаются.

Выражение для тяги на высоте h
получим в окон­чательном виде:

Для стартующей с поверхности Земли ракеты тяга непрерывно возрастает от своего начального значения

(где р о
— давление у поверхности Земли) до наибольшего зна­чения, называемого пустотной тягой
—

(1.6)

Отличие стартовой тяги от пустотной определяется площадью выходного сечения сопла и для реальных двигателей лежит в пределах 10 — 15%.

После того как введено понятие тяги, мы получаем возмож­ность написать уравнение для поступательного движения ра­кеты в обычной форме закона Ньютона (1. 1):

Здесь М
— текущее значение массы ракеты, а под знак суммы вынесены составляющие не рассмотренных нами пока сил, та­ких как аэродинамическое сопротивление и вес ракеты.

Итак, истекающую струю газов мы отделили от ракеты пло­скостью, проходящей через выходное сечение сопла. Но как было сказано ранее, это не единственное решение. В частности, раз­деление можно произвести по внутренней поверхности камеры, заменив действие отброшенных газов на стенки камеры некото­рым изменяющимся вдоль оси давлением р г
, приводящим к воз­никновению результирующей силы Р г (рис. 1.5). Нетрудно дога­даться, что результирующая Р г как раз и представляет собой пустотную тягу Р п, из которой для определения тяги на высоте h
следует вычесть произведение S a p h
,т. е.

(1.7)

Таким образом, пустотная тяга представляет собой резуль­тирующую сил давления, распределенных по внутренней поверх­ности камеры. В дальнейшем мы увидим, что это давление не зависит ниот скорости полета, ни от условий окружающей среды, и поэтому пустотная тяга представляет собой одну из основных характеристик собственно самого двигателя, а не условий полета.

Часто выражение тяги в пустоте записывают в форме реактивной силы

где W е
— так называемая эффективная скорость истечения.

Рис.1.5. Распределение сил давления по поверхности ракеты и по внутренней поверхности камеры.

Из сопоставления выражений (1.6) и (1.8) следует, что эф­фективная скорость истечения

(1.9)

Основной особенностью эффективной скорости истечения яв­ляется то, что она не зависит от секундного расхода , посколь­ку, как это будет показано позже, давление р а
на выходе из сопла пропорционально , а сама скорость истечения W a
также отрасхода не зависит (правда, в некоторых определенных пре­делах). В реально существующих двигателях эффективная скорость истечения превышает действительную примерно на 10-15%.

В заключение можно отметить, что при выводе выражения тяги нами были сделаны некоторые замаскированные упроще­ния. Ускорение закрепленной на стенде ракеты мы приняли равным нулю. Между тем центр масс ракеты вследствие сгора­ния топлива смещается. Поэтому уравнение равновесия следо­вало бы, строго говоря, заменить уравнением движения, введя производные от координаты центра масс по времени. Рассматривая пустотную тягу как равнодействующую сил внутрикамерного давления р
г, мы пренебрегли тягой, создаваемой жидким топливом при впрыске в камеру. Наконец, масса находящихся в камере газов должна либо включаться, либо не включаться в общую массу ракеты М,
смотря по тому, где проводится по­верхность, отделяющая ракету от отбрасываемого рабочего тела. Учет перечисленных особенностей, однако, приводит к со­вершенно ничтожным числовым поправкам, и ими с полным основанием пренебрегают.

Основные свойства ракетного двигателя мы уже знаем.

Первое свойство заключается в отсутствии специального движителя, назначение которого выполняет сам двигатель. Это оказывается возможным потому, что тяга представляет собой реакцию частиц газа, отбрасываемых самим двигателем. Такое использование принципа прямой реакции присуще всем реактивным двигателям.

Второе свойство заключается в использовании для создания реактивной струи массы самого летательного аппарата, точнее массы топлива, находящегося на его борту. Это свойство, делающее двигатель независимым от окружающей среды, отличает ракетный двигатель от других типов реактивных двигателей.

Другие свойства ракетного двигателя являются по существу следствием этих основных.

Так, второе основное свойство определяет характер рабочего тела — топлива, на котором работает ракетный двигатель. Мы говорим «топливо», имея в виду, что ракетный, как и всякий другой реактивный двигатель, является в настоящее время двигателем тепловым, т. е. совершает механическую работу за счет тепловой энергии, заключенной в рабочем теле и выделяющейся в результате химической реакции (обычно при сгорании топлива). Это не означает, что исключены другие типы ракетных двигателей, например двигателей, использующих электрическую или атомную энергию, но в настоящее время таких двигателей еще нет.

Так как работа ракетного двигателя не зависит от атмосферного воздуха, то, следовательно, химические реакции, протекающие в двигателе и приводящие к выделению тепловой энергии (в том числе и горение, если оно имеет место), должны происходить без его участия. Поэтому топливо ракетного двигателя должно заключать в себе все компоненты, необходимые для протекания реакции. В случае реакции горения топливо, следовательно, должно содержать как горючее, так и окислитель, т. е. кислород или кислородсодержащее вещество.

При этом топливо ракетного двигателя может быть как твердым, так и жидким, в связи с чем все ракетные двигатели (РД) делятся на две большие группы — двигатели на твердом топливе (пороховые РД) и двигатели на жидком топливе (жидкостно-реактивные, или ЖРД).

Двигатели на газообразном топливе, очевидно, исключаются, так как для хранения этих топлив необходимы либо огромные емкости, либо тяжелые баллоны для хранения газов под большим давлением, что для летательных аппаратов неприемлемо (газы могут применяться лишь в сжиженном виде).

Рассматривая свойства ракетных двигателей, мы пока отвлечемся от того, какое именно топливо сгорает в двигателе; об этом будет рассказано при описании разных ракетных двигателей. Сейчас для нас имеет значение только то, что в результате сгорания этого топлива из двигателя вытекает в атмосферу струя продуктов горения — горячих газов, создающая реактивную тягу.

Тяга ракетного двигателя

Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.

Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.

Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила — сила воздействия газов на двигатель — и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек
2
), то для определения силы тяги служит следующая простая формула:

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения. Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг
), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е. чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек
, вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг
.

Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?

Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности — сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции — пары углекислоты, пары воды, азот и др. — сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более. Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая — результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

Глава четвертая Достоинства и недостатки турбореактивного двигателя. Воздушно-реактивные двигатели

Глава четвертая

Достоинства и недостатки турбореактивного двигателя

Турбореактивный двигатель уже давно вышел из «младенческого возраста» и стал совершенной и надежной машиной. Послевоенные годы были годами невиданного по размаху и быстроте технического перевооружения авиации — перехода на самолеты с реактивными двигателями.

Первой начала перевооружаться военная истребительная авиация, так как в воздушном бою при прочих равных условиях шансов на победу всегда больше у того самолета, который обладает большей скоростью полета.

Вслед за истребителями турбореактивные двигатели стали устанавливаться и на другие самолеты военной авиации. Появились реактивные самолеты-бомбардировщики сравнительно небольшого радиуса действия (так называемые фронтовые), разведчики, штурмовики и, наконец, тяжелые дальние бомбардировщики.

Появились реактивные двигатели и в гражданской авиации. Пассажирские и транспортные реактивные самолеты совершают регулярные рейсы на авиалиниях гражданской авиации. Не далеко то время, когда можно будет попасть из Москвы в Ленинград за полчаса, затратив больше времени на то, чтобы добраться из города до аэродрома. Перелет же из Москвы до Владивостока возможно будет совершать всего за один день.

Реактивные самолеты летают сейчас по крайней мере в полтора раза быстрее и на несколько километров выше, чем самолеты с поршневыми двигателями. Об успехах, достигнутых реактивной авиацией в борьбе за увеличение скорости и высоты полета, свидетельствуют официальные мировые рекорды, поставленные в 1955 г.: скорость полета — 1323 км/час, высота — 20079 м. Имеются все основания полагать, что эти рекордные показатели в настоящее время превзойдены.

В чем же секрет успехов, достигнутых в развитии турбореактивного двигателя? Почему его применение на самолетах означает качественно новую ступень развития авиации?

Этот «секрет» состоит в том, что турбореактивный двигатель при большой скорости полета может развить мощность, в несколько раз превосходящую мощность самых совершенных поршневых двигателей, при значительно меньшем весе, приходящемся на одну лошадиную силу. А ведь именно это, как указывалось выше, и необходимо для двигателя скоростного самолета.

Какую же мощность развивают современные турбореактивные двигатели? Эту мощность можно определить, если известна тяга двигателя и скорость полета.

Современные турбореактивные двигатели при испытании на стенде или при стоянке самолета развивают тягу до 5000—6000 кг и более. Но чтобы определить мощность двигателя, нужно знать его тягу не на стоянке, а в полете с большой скоростью. Чему же равна эта тяга? Выше было указано, что тяга поршневого двигателя с винтом с ростом скорости полета уменьшается обратно пропорционально скорости. Иначе ведут себя в этом отношении турбореактивные двигатели — с ростом скорости полета их тяга сначала несколько уменьшается, а потом снова возрастает и при полете со скоростью, близкой к скорости звука, турбореактивный двигатель развивает такую же (или даже большую) тягу, как и при стоянке. В этом и заключается огромное преимущество турбореактивного двигателя перед поршневым авиационным двигателем с винтом.

Такое различие объясняется тем, что в работе поршневого двигателя при увеличении скорости полета не происходит существенных изменений и его мощность остается почти неизменной. В работе турбореактивного двигателя при увеличении скорости полета происходят существенные изменения. Расход воздуха через двигатель при этом увеличивается, увеличивается также давление воздуха за турбиной, а значит, и скорость истечения газов из двигателя.

Какую же мощность будет иметь турбореактивный двигатель, развивающий тягу Р = 6000 кг при полете со скоростью V, равной, допустим, 1260 км/час или 350 м/сек? Эта мощность, очевидно, будет равна

Огромная мощность! А ведь тяга, равная 6000 кг, не является пределом для турбореактивного двигателя, так же как и скорость 350 м/сек не является предельной скоростью полета реактивного самолета.

Вместе с тем турбореактивный двигатель, развивающий такую огромную мощность, весит меньше, чем поршневой авиационный двигатель мощностью примерно 4000 л. с. В этом нет ничего удивительного, если учесть, что в поршневом авиационном двигателе действуют большие силы, резко меняющиеся по величине и направлению. Достаточно указать на то, что при вспышке в цилиндрах поршневого двигателя давление мгновенно возрастает почти до 100 кг/см². Для того чтобы выдержать возникающие при этом нагрузки, основные силовые детали поршневого двигателя должны быть очень прочными, а следовательно, массивными, тяжелыми. В турбореактивном же двигателе давления не превышают 10, самое большое— 15 кг/см², причем эти давления постоянные, не меняющиеся по времени. Поэтому большинство частей турбореактивного двигателя — либо легкие тонкостенные отливки, обычно из легких сплавов, либо детали, изготовленные из тонкого стального листа. Это делает турбореактивный двигатель более легким, чем поршневой, хотя через поршневой двигатель протекает в десятки раз меньше воздуха, чем через турбореактивный.

При большой скорости полета турбореактивный авиационный двигатель превосходит поршневой авиационный двигатель и по экономичности. Уже при скорости полета, равной 1000—1100 км/час, турбореактивный двигатель расходует на одну лошадиную силу развиваемой им мощности [2] не больше топлива, чем поршневой двигатель при максимальной скорости полета, которую он в состоянии обеспечить. С дальнейшим ростом скорости полета удельный расход топлива турбореактивного авиационного двигателя становится даже меньшим, чем удельный расход топлива поршневого авиационного двигателя. Но при уменьшении скорости полета экономичность турбореактивного двигателя резко ухудшается. Например, при скорости полета, равной 300 км/час, удельный расход топлива турбореактивного двигателя втрое больше удельного расхода топлива поршневого двигателя. Значит ли это, что турбореактивный двигатель на самолете выгоден только при очень больших, околозвуковых скоростях полета, а область меньших скоростей полета является выгодной только для самолетов с поршневыми двигателями? Нет, не значит. Но, вместе с тем простой турбореактивный двигатель не может заменить поршневой авиационный двигатель в зоне промежуточных скоростей полета, равных 500—800 км/час, так как при этих скоростях он менее экономичен, чем поршневой. Это под силу лишь газотурбинным двигателям другого типа.

Одним из таких двигателей является так называемый двухконтурный турбореактивный двигатель. Чтобы понять идею этого двигателя, вспомним, чем отличается турбореактивный двигатель от воздушного винта в отношении (метода создания тяги. Мы знаем, что и турбореактивный двигатель, и винт создают тягу, отбрасывая воздух. Разница состоит в том, что винт отбрасывает много воздуха с малой скоростью, а турбореактивный двигатель — мало воздуха с большой скоростью. Но метод создания тяги, используемый турбореактивным двигателем, выгоден лишь при большой скорости полета. Если скорость полета мала, то кинетическая энергия, приобретенная газами в двигателе, полностью не используется. Лишь незначительная часть этой энергии затрачивается на совершение полезной работы продвижения самолета в воздухе, большая же часть ее теряется, бесполезно рассеиваясь в окружающей атмосфере. Потери же кинетической энергии при работе винта сравнительно малы, так как мала сама кинетическая энергия отбрасываемого воздуха. Чем больше скорость полета, тем выгоднее становится турбореактивный двигатель, так как уменьшаются потери кинетической энергии с отходящими газами, и, наоборот, тем менее выгодным становится воздушный винт из-за увеличения потерь при его вращении. Следовательно, для того чтобы сохранить преимущества турбореактивного двигателя перед двигателем поршневым во всем диапазоне скоростей полета самолета, нужно при уменьшении скорости полета уменьшать скорость отбрасываемых газов и увеличивать их массу, т. е. как бы постепенно переходить от метода создания тяги, характерного для турбореактивного двигателя, к методу создания тяги, характерному для воздушного винта.

Конечно, трудно разработать такую конструкцию двигателя, в которой по мере уменьшения скорости полета автоматически происходило бы увеличение расхода воздуха и уменьшение скорости истечения газов. Но можно создать такой газотурбинный двигатель, который в этом отношении был бы более близким к воздушному винту, чем турбореактивный двигатель. Таким двигателем является двухконтурный турбореактивный двигатель.

Как же в этом двигателе осуществляется увеличение количества и соответственное уменьшение скорости вытекающих газов по сравнению с обычным турбореактивным двигателем? Для этой цели в двухконтурном турбореактивном двигателе в камеру сгорания направляется лишь часть воздуха, поступающего в двигатель. Эта часть воздуха в результате сжигания топлива превращается в раскаленные газы, вытекающие затем наружу так же, как в обычном турбореактивном двигателе. Другая часть воздуха направляется в обход камеры сгорания по другому каналу, или, как говорят, контуру, отчего и сам двигатель получил название двухконтурного (рис. 24). Этот воздух сначала сжимается, а затем расширяется в сопле и вытекает из двигателя с большой скоростью, хотя скорость его истечения меньше, чем скорость истечения газов, так как газы имеют гораздо большую температуру.

Конструктивно двухконтурный турбореактивный двигатель устраивается так, что либо лопатки первых ступеней компрессора делаются более длинными, вследствие чего воздух, проходящий через удлиненные части лопаток, поступает не в следующие ступени компрессора, а во второй контур (см. рис. 24, сверху), либо во втором контуре устанавливается специальный высоконапорный вентилятор, приводимый во вращение турбиной двигателя (см. рис. 24, снизу). Так или иначе, но из сопла двухконтурною турбореактивною двигателя вытекают два газовых потока: в центре — раскаленные газы, снаружи — кольцевая струя холодного воздуха; при этом расход воздуха через двигатель увеличивается, а скорость отбрасывания газовоздушной струи уменьшается. Понятно, что двухконтурный двигатель более выгоден по сравнению с обычным турбореактивным двигателем при меньших скоростях полета и менее выгоден при больших скоростях: выигрыш в одном получается за счет проигрыша в другом. В настоящее время двухконтурные турбореактивные двигатели еще не получили широкого применения, но они могут найти применение в будущем на самолетах, предназначенных для скоростных дальних перелетов, например для трансконтинентальных или трансокеанских авиалиний. Следует отметить, что первые проекты двухконтурных двигателей были разработаны К. Э. Циолковским и конструктором А. М. Люлька.

Рис. 24. Принципиальные схемы двухконтурных турбореактивных двигателей

В двухконтурном турбореактивном двигателе сделан только первый шаг на пути уменьшения расхода топлива при малых скоростях полета. В турбовинтовом двигателе сделан второй такой шаг. В турбовинтовом двигателе, как и в турбореактивном, весь воздух направляется в камеру сгорания, но газы, вытекающие из камеры сгорания, расширяются в газовой турбине полностью, а не частично, как в турбореактивном двигателе. Вследствие этого давление газов за турбиной турбовинтового двигателя равно атмосферному, поэтому газы вытекают из двигателя наружу с небольшой скоростью, создавая таким образом лишь небольшую реактивную тягу. Но зато мощность газовой турбины, которой газы передают весь свой запас полезной энергии, значительно увеличивается и становится большей, чем мощность, необходимая для привода компрессора. Таким образом получается избыточная мощность, которая используется для вращения воздушного винта. Для передачи мощности с вала двигателя на воздушный винт применяется шестеренчатый редуктор (рис. 25), без которого в турбовинтовом двигателе обойтись нельзя, так как нельзя вращать винт с таким большим числом оборотов, которое развивает газовая турбина. Для более эффективной работы газовая турбина должна вращаться гораздо быстрее, чем это допустимо с точки зрения эффективной работы воздушного винта, так как воздушный винт имеет гораздо больший диаметр. Редуктор уменьшает число оборотов воздушного винта по сравнению с числом оборотов турбины раз в 10—15, а то и более. Следует заметить, что редуктор вызвал немало трудностей при доводке турбовинтового двигателя, что было одной из причин, задержавших широкое внедрение этих двигателей в авиации. Но еще большие трудности, однако, были связаны с доводкой систем регулирования турбовинтовых двигателей.

В настоящее время можно считать, что основные трудности, задерживавшие серийное производство турбовинтовых двигателей, преодолены. Турбовинтовые двигатели, сочетающие достоинства воздушного винта как движителя для умеренных скоростей полета с конструктивными преимуществами газотурбинного двигателя, в частности гораздо меньшим «лбом» (диаметром) (рис. 26), имеют несомненные перспективы широкого применения в авиации.

Рис. 25 Турбовинтовой двигатель: а — принципиальная схема; б — двигатель на испытательном стенде

В особенности они выгодны для самолетов гражданской авиации. В будущем основным типом самолетов, летающих на местных и на магистральных авиалиниях, будут, вероятно, самолеты с турбовинтовыми, а не с поршневыми двигателями. На экспрессных же линиях будут эксплуатироваться реактивные самолеты с турбореактивными двигателями, выгодные в тех случаях, когда на первый план выступает скорость полета, а его экономичность является второстепенным фактором.

Рис. 26. Относительные размеры поршневого (сверху) и турбовинтового (снизу) двигателей при одинаковой их мощности

Рассказ о двухконтурном и турбовинтовом двигателях может вызвать у читателя неверное представление о том, что обычный турбореактивный двигатель усложняется только тогда, когда его приспосабливают к меньшим скоростям полета. Это, конечно, не так. Турбореактивный двигатель прост лишь по принципиальной схеме; в действительности он представляет собой весьма сложную машину. Дальнейшее совершенствование двигателя приводит к его постепенному усложнению, которое оказывается необходимым в связи с ростом требований, предъявляемых к двигателям современных самолетов. В подтверждение этого достаточно привести следующие два примера.

Первый пример связан с одной из тенденций развития современных турбореактивных двигателей — увеличением степени повышения давления в компрессоре двигателя. В первых турбореактивных двигателях давление воздуха в компрессоре повышалось в 3—4 раза, а теперь повышение давления воздуха в компрессоре в 6—7 раз не всегда удовлетворяет конструкторов. Но как можно достичь дальнейшего увеличения степени повышения давления? Оказывается, простое увеличение числа ступеней осевого компрессора двигателя не всегда приводит к желательному результату — двигатель с таким компрессором начинает плохо работать, в особенности при запуске и на режимах неполной мощности, т. е. на режимах пониженной тяги. Это связано с явлением так называемого помпажа, о котором будет сказано ниже. Одним из способов преодоления этой трудности является устройство турбореактивного двигателя по так называемой двухвальной схеме (рис. 27). В этом случае ротор двигателя имеет два самостоятельных вала, с двумя самостоятельными осевыми компрессорами и двумя самостоятельными турбинами, причем валы вращаются с разным числом оборотов. Оба компрессора устанавливаются один за другим, так что сначала воздух, поступивший в двигатель, сжимается в переднем компрессоре (низкого давления), а затем он поступает в следующий, задний компрессор (высокого давления). Каждый из этих компрессоров приводится во вращение своей турбиной, так что обе турбины двигателя тоже оказываются установленными одна за другой. Передняя турбина, в которую газы поступают непосредственно из камеры сгорания, имея еще большое давление, приводит во вращение задний компрессор; таким образом турбина высокого давления приводит во вращение компрессор высокого давления. Задняя турбина, в которую газы поступают после расширения в передней турбине и которая поэтому является турбиной низкого давления, приводит во вращение компрессор низкого давления — передний. Вал, связывающий турбину и компрессор низкого давления, проходит внутри полого вала, связывающего турбину и компрессор высокого давления. Понятно, что такой турбореактивный двигатель оказывается сложнее обычного, но зато он обладает и лучшими характеристиками.

Рис. 27. Принципиальная схема двухвального турбореактивного двигателя

Второй пример, свидетельствующий о конструктивной сложности современного турбореактивного двигателя, относится к его регулированию. Турбореактивный двигатель имеет вспомогательные устройства и механизмы различного назначения, к которым относится, в частности, система регулирования, выполняющая ряд важных функций.

Одной из таких функций является автоматическое поддержание заданного режима работы двигателя при изменении условий полета. Можно, конечно, возложить эту задачу на летчика, но летчик и без того занят в полете.

Другой, еще более важной функцией системы регулирования является непрерывное «наблюдение» за работой двигателя для того, чтобы полностью исключить возможность возникновения опасных режимов во время его работы. Для поршневых авиационных двигателей такими опасными режимами являются, например, режимы, при которых двигатель детонирует. Если не принять срочных мер, то детонация может привести к очень неприятным последствиям, вплоть до аварии двигателя. У турбореактивных двигателей есть свои опасные режимы работы, например, режимы, при которых происходит перегрев лопаток турбины или возникает так называемый помпаж компрессора, о котором будет идти речь ниже. Можно задачу борьбы с опасными режимами возложить и на летчика, но автоматические устройства системы регулирования сделают это не хуже, а главное своевременно. В данном случае это является решающим фактором.

Часто на систему регулирования возлагается и задача «выбора» оптимальных, наивыгоднейших режимов работы двигателя, соответствующих данным условиям полета. Такие режимы обеспечивают наименьший расход топлива, а следовательно, наибольшую возможную дальность или продолжительность полета. И эту задачу, конечно, автоматы могут выполнить лучше летчика.

Следует заметить, что на работе турбореактивного двигателя изменение внешних условий — давления и температуры атмосферного воздуха, высоты и скорости полета — сказывается в гораздо большей мере, чем на работе поршневого двигателя; он очень чувствителен к этим изменениям. Даже сравнительно небольшие изменения условий полета могут привести к существенному нарушению режима работы турбореактивного двигателя — уменьшению или увеличению развиваемой им реактивной тяги, уменьшению или увеличению расхода топлива, недопустимому увеличению температуры газов перед турбиной или же чрезмерному увеличению оборотов («разносу») двигателя.

Поэтому система регулирования турбореактивного двигателя неизбежно получается сложной. Это настоящая «нервная система» двигателя, которая имеет свои «органы чувств», реагирующие на изменение внешних условий, аналогично тому, как наша кожа реагирует на изменение температуры воздуха или глаза реагируют на свет. Она имеет и свои «тормозящие» и «регулирующие» центры, аналогично тому, как наша нервная система дает «команду» прикрыть веки, когда освещение становится слишком сильным, или заставляет отдернуть руку, коснувшуюся горячего предмета.

Как же работает «нервная система» турбореактивного двигателя? В большинстве современных турбореактивных двигателей режим работы полностью определяется числом оборотов ротора двигателя, т. е. числом оборотов компрессора и турбины. Чем больше число оборотов, тем больше и тяга двигателя. Остальные показатели, характеризующие работу двигателя, в частности расход топлива и температура газов, имеют при этом вполне определенные значения. Но имеются двигатели, у которых режим работы определяется не только числом оборотов ротора. В этих двигателях истечение газов через выхлопное реактивное сопло в атмосферу регулируется, для чего на выходе из сопла устанавливаются поворотные заслонки или же внутри сопла вдоль его оси перемещается специальная регулирующая (профилированная) игла (см. рис. 10). При этом каждому значению площади выходного сечения сопла соответствуют, даже при неизменном числе оборотов, свои, отличные от других величины тяги, расхода топлива и температуры газов. В данном случае на режим работы двигателя можно воздействовать двумя путями: изменением числа оборотов ротора и изменением площади выходного сечения сопла. Естественно, такая система регулирования режимов работы двигателя сложней, чем регулирование путем изменения только числа оборотов ротора. Тем не менее она находит широкое применение, так как обеспечивает лучшие характеристики двигателя.

Но даже в тех случаях, когда реактивное сопло имеет неизменное выходное сечение, т. е., когда режим работы двигателя полностью определяется числом оборотов ротора, регулирование двигателя оказывается весьма сложным. И это несмотря на то, что по идее регулирование в данном случае очень простое: для изменения числа оборотов остается только одно средство — изменение подачи топлива в камеру сгорания двигателя. Изменяя подачу топлива, мы изменяем режим работы двигателя по нашему желанию или восстанавливаем режим, нарушенный вследствие изменения внешних условий. Таким образом, подача топлива является одновременно и средством управления, и средством регулирования двигателя. Для первого служит так называемый «рычаг управления газом», установленный в кабине летчика, для второго — специальные автоматические устройства системы регулирования, потому что осуществить это вручную практически невозможно.

Как же работает система регулирования турбореактивного двигателя?

Познакомимся с этим на примере двигателя РД-500 (рис. 28).

Пусть самолет стоит на старте. Летчик только что запустил двигатель. Рычаг управления газом передвинут немного вперед. Это значит, что дроссельный кран, с помощью которого изменяется количество топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, чуть приоткрыт. Игла крана приподнята и открывает доступ топливу к топливным форсункам, установленным в камерах сгорания. Так как топлива в камеру сгорания двигателя впрыскивается мало, то в ней выделяется мало тепла, и мощность, развиваемая турбиной, достаточна лишь для вращения компрессора с относительно малым числом оборотов. Двигатель работает на режиме холостого хода, или малого газа.

Рис. 28. Принципиальная схема системы управления подачей топлива турбореактивного двигателя РД-500

Но вот летчик передвигает рычаг управления газом вперед. Игла дроссельного крана приподнимается больше, проходное сечение крана увеличивается, а следовательно, увеличивается подача топлива в камеру сгорания. Вследствие этого увеличивается число оборотов двигателя и развиваемая им тяга. Чем больше топлива поступает в камеру сгорания, тем выше температура газов, выходящих из камеры на лопатки турбины, тем больше число оборотов и тяга двигателя. Наконец, достигнут взлетный режим: летчик освобождает тормоза, самолет начинает разбег по взлетной дорожке и затем, оторвавшись от земли, уходит в небо.

В течение всего полета летчик непрерывно пользуется рычагом управления газом. Когда нужно увеличить скорость полета, он передвигает рычаг от себя, увеличивая тем самым подачу топлива, а следовательно, и тягу двигателя, когда нужно уменьшить скорость, — передвигает рычаг назад. Но вот летчик избрал определенный режим горизонтального полета. Теперь ему уже не нужно воздействовать на рычаг управления. Заданный режим работы двигателя поддерживается автоматами системы регулирования, реагирующими на все изменения условий полета.

Рис. 29. Анероидный сильфон — чувствительный элемент регулятора

В качестве чувствительного элемента системы регулирования часто применяется так называемый анероидный сильфон (рис. 29). Он представляет собой герметичную металлическую «гармошку» — эластичную коробку, внутри которой находится воздух. Когда давление воздуха в камере, в которой помещается сильфон, увеличивается, гармошка сжимается. При уменьшении давления она расширяется. Иногда к этой гармошке добавляется другая, реагирующая на изменение температуры воздуха. Эти гармошки являются как бы своеобразными «органами чувств» двигателя.

Очевидно, что регулятор с таким анероидом будет реагировать на изменение высоты полета, так как с увеличением высоты давление воздуха уменьшается. Ясно, конечно, что он будет реагировать и на изменение барометрического давления. Можно заставить его «почувствовать» и изменение скорости полета. В самом деле, давление встречного потока воздуха, набегающего в полете на самолет, всегда больше атмосферного. Это избыточное давление, которое носит название скоростного напора, зависит от скорости полета: оно тем больше, чем больше скорость полета. Значит, достаточно ввести внутрь камеры регулятора, в которой находится анероид, воздух, имеющий повышенное в результате скоростного напора давление, чтобы регулятор стал реагировать и на скорость полета. Для такого регулятора увеличение скорости полета равносильно, следовательно, уменьшению высоты, т. е. снижению самолета.

Итак, мы познакомились с чувствительным элементом (датчиком) регулятора (обычно такой регулятор называется барометрическим).

Но как с помощью этого датчика барометрический регулятор поддерживает постоянство режима работы двигателя при изменении условий полета?

Пусть, например, скорость полета немного увеличилась или высота полета уменьшилась. В обоих этих случаях плотность воздуха, поступающего в двигатель, возрастает и, следовательно, увеличивается вес воздуха, протекающего через двигатель. Если количество топлива, сгорающего в камерах сгорания двигателя, остается при этом постоянным, то соотношение между воздухом и топливом изменится — топливо воздушная смесь будет беднее топливом. Вследствие этого число оборотов двигателя уже не останется прежним, оно уменьшится. Чтобы восстановить заданное число оборотов, нужно «обогатить» смесь, т. е. увеличить подачу топлива. Вот эту функцию изменения количества топлива, подаваемого насосом в камеры сгорания, и осуществляет регулятор.

Иногда это делается путем перепуска топлива. В этом случае обыкновенный шестеренчатый топливный насос, подающий топливо к форсункам камер сгорания, подает его больше, чем нужно. Избыток топлива перепускается либо обратно в топливный бак, либо во всасывающую магистраль насоса. Барометрический регулятор управляет количеством этого перепускаемого топлива, так что к форсункам поступает только строго необходимое количество топлива в зависимости от условий полета.

Но иногда для этой цели применяется специальный плунжерный топливный насос переменной производительности. Барометрический регулятор изменяет подачу этого насоса так, что к форсункам поступает только необходимое количество топлива. Такая система регулирования нашла применение и на некоторых отечественных турбореактивных двигателях, в частности на двигателе РД-500.

Внутри плунжерного топливного насоса вращается на подшипниках ротор, в котором имеется несколько цилиндрических отверстий, просверленных под углом к его оси (рис. 30). В этих отверстиях перемещаются плунжеры — стальные цилиндрические поршеньки. Плунжеры прижимаются пружинами, заложенными в каждое отверстие ротора, к неподвижной, так называемой «косой шайбе». Это название шайба получила потому, что ее ось наклонена под некоторым углом к оси ротора. Ротор насоса получает вращение от двигателя при помощи шестеренчатой передачи. При этом плунжеры совершают поступательно-возвратное движение в своих гнездах — отверстиях ротора, засасывая и нагнетая топливо. Для изменения величины подачи топлива достаточно лишь изменить угол наклона «косой шайбы», что и осуществляется при помощи барометрического регулятора. При увеличении угла наклона «косой шайбы» подача топлива увеличивается, при уменьшении — уменьшается.

Барометрический регулятор имеет две камеры (рис. 31). Одна из этих камер анероидная, в ней заключен упоминавшийся выше анероид, являющийся «чувствительным» элементом регулятора. Другая камера регулятора, называющаяся клапанной, герметически изолирована от анероидной камеры упругой мембраной из фосфористой бронзы и заполнена топливом, на котором работает двигатель. В дне этой камеры имеются два отверстия — по одному из них (отверстие 3) топливо подводится в камеру, по другому (отверстие 1) —отводится из камеры во всасывающую магистраль топливного насоса. Отверстие 1 всегда открыто полностью, тогда как отверстие 3 частично перекрыто клапаном, связанным с рычагом, укрепленным на мембране, которая разделяет обе камеры регулятора. Один конец рычага опирается на анероид, другой может перемещаться в клапанной камере. Когда один конец рычага поднимается, то другой, естественно, опускается, так как рычаг поворачивается вокруг точки опоры на мембране. Значит, когда анероид по какой-либо причине сжимается, например, при уменьшении высоты или увеличении скорости полета, то опирающийся на него конец рычага поднимается. Противоположный конец рычага, расположенный в клапанной камере регулятора, опускается, уменьшая отверстие для входа топлива в эту камеру, что и используется для изменения производительности насоса.

Рис. 30. Схематический разрез и конструкция топливного насоса переменной производительности для подачи топлива в камеры сгорания турбореактивного двигателя РД-500

Рис. 31. Барометрический регулятор турбореактивного двигателя РД-500:

а —разрез; б — схема гидравлических связей с топливным насосом; в — конструкция

В корпусе насоса имеется цилиндрическая полость, в которой находится поршень с пружиной. Это — сервомеханизм, служащий для поворота «косой шайбы». Дело в том, что усилие, необходимое для поворота «косой шайбы», так велико, что создать его сразу в регуляторе оказывается невозможным. Для этой цели служит особый исполнительный элемент — сервомеханизм, поршень которого связан тягой с «косой шайбой». Когда поршень под действием пружины выдвигается из полости, в которой он находится, то угол наклона «косой шайбы» увеличивается, в результате чего производительность насоса растет.

Топливо, заполняющее полость сервомеханизма, вытекает из нее по трубке 3 (см. рис. 31,б) в клапанную камеру регулятора. Обе полости сервонасоса соединены между собой обводным каналом с находящимся в нем калиброванным отверстием — жиклером. Если давление топлива, протекающего через этот жиклер, уменьшится по какой-либо причине, то силы, действующие на поршень слева и справа, окажутся неодинаковыми. Избыточное давление на поршень при этом уравновесится пружиной, создающей необходимую добавочную силу.

Стоит анероиду регулятора слегка сжаться, что происходит при незначительном увеличении скорости или уменьшении высоты полета, как тотчас же клапан прикроет отверстие 3 и выход топлива из полости сервомеханизма уменьшится. Давление топлива в полости, в которой находится пружина, при этом немедленно возрастет и суммарное давление топлива и пружины превысит давление топлива на противоположную сторону поршня. Поршень выдвинется из полости, наклон «косой шайбы» увеличится, а следовательно, увеличится и производительность насоса: в камеры сгорания будет подаваться больше топлива.

Так регулятор поддерживает нужный состав топливовоздушной смеси, сгорающей в двигателе, чтобы сохранить постоянным его число оборотов (рис. 32).

Но барометрический регулятор выполняет не только эту одну функцию. Он обеспечивает более надежную работу двигателя, являясь в то же время предохранительным устройством, ограничивающим давление топлива в нагнетающей магистрали насоса. Необходимость в таком устройстве очевидна. Нормальное давление топлива, подводимого от насоса к топливным форсункам, обычно составляет несколько десятков атмосфер. На это давление и рассчитываются топливные трубопроводы. Но представьте себе, что по какой-либо причине, например из-за загрязнения, произойдет местное сужение проходного сечения трубопровода. Плунжерный насос будет проталкивать через суженное отверстие прежнее количество топлива, что приведет к резкому увеличению давления топлива в трубопроводе перед сужением. В результате этого трубопровод может лопнуть, что может повлечь за собой пожар на самолете. Чтобы давление топлива в трубопроводе не превосходило некоторой максимально допустимой величины, нужно уменьшить производительность насоса, как только давление достигнет этого предела. Эту функцию и выполняет барометрический регулятор. Если давление топлива, подаваемого насосом, превысит допустимый предел, немедленно прогнется мембрана 4 (рис. 33), изготовленная из упругой резины и помещенная в дне клапанной камеры регулятора. К этой мембране топливо подводится по особой трубке (трубка 2 на рис. 31,б). Прогнувшись, мембрана надавит на поршенек и поднимет иглу, упирающуюся в рычаг, расположенный в клапанной камере. Приподнявшись, рычаг увеличит выход топлива в клапанную камеру регулятора из полости сервомеханизма топливного насоса, как это происходит, например, при увеличении высоты полета.

Рис. 32. Так система регулирования турбореактивного двигателя РД-500 сохраняет постоянство числа оборотов при изменении высоты полета

Пусть высота полета увеличится. Тогда: анероид 1 — расширится; рычаг 2 — приподнимется, в клапанную коробку регулятора через отверстие 3 станет поступать больше топлива из полости сервомеханизма насоса, давление в полости 4 сервомеханизма насоса уменьшится; поршень 5 сервомеханизма передвинется вправо; угол наклона «косой шайбы» 6 уменьшится. В результате этого подача топлива в камеры сгорания уменьшится, вследствие чего число оборотов двигателя, которое с увеличением высоты полета растет из-за увеличения температуры газов, упадет до первоначального значения

В результате этого поршень сервомеханизма переместится в сторону пружины (на рис. 33 — вправо) и угол наклона «косой шайбы» уменьшится. Следовательно, уменьшится и производительность насоса, и давление топлива в трубопроводе упадет до установленного предела.

Рис. 33. Схема, иллюстрирующая, как система регулирования турбореактивного двигателя РД-500 предохраняет топливные трубопроводы от разрыва

Пусть в топливоподающем трубопроводе образовалось местное сужение 1, например, из-за отложений грязи; тогда повысится давление перед сужением в трубопроводе 2, повысится давление и в трубопроводе 3; повышенное давление передастся на мембрану 4; рычаг 5 приподнимется; в клапанную камеру регулятора через отверстие 6 станет поступать больше топлива из полости сервомеханизма насоса; давление в полости 7 сервомеханизма насоса уменьшится; поршень 8 сервомеханизма передвинется вправо; угол наклона «косой шайбы» 9 уменьшится, в результате чего подача топлива насосом уменьшится и давление в трубопроводах понизится до нормальной величины

Другое важное предохранительное устройство системы регулирования расположено в самом насосе. Оно исключает возможность «разноса» двигателя, т. е. превышения максимально допустимого числа оборотов его ротора. В некоторых типах турбореактивных двигателей основным элементом системы регулирования является центробежный регулятор, подобный применяющимся в паровых турбинах и других стационарных двигателях. Этот регулятор поддерживает постоянство числа оборотов двигателя, которое установлено летчиком. Как только число оборотов, например, возрастет, регулятор уменьшит подачу топлива до такой величины, пока число оборотов не снизится до заданного. В этом случае ограничение максимального числа оборотов не представляет трудности.

Иначе обстоит дело в описанной выше системе регулирования, которая реагирует лишь на внешние условия и не имеет центробежного регулятора. Если не предусмотреть в этой системе специального ограничителя максимальных оборотов двигателя, то не исключена возможность его «разноса».

Такой ограничитель оборотов и установлен в плунжерном насосе. Он представляет собой тоже центробежный регулятор, но только упрощенный, рассчитанный на одно определенное число оборотов — максимально допустимое. Этот регулятор не механический (он не имеет центробежных грузиков), а гидравлический. Как же он работает? Для того чтобы ответить на этот вопрос, обратимся к схеме плунжерного насоса, показанной на рис. 34.

В роторе насоса высверлены радиальные отверстия, соединенные со всасывающей магистралью насоса. При работе насоса через эти отверстия вытесняется топливо под давлением, которое создается центробежной силой, возникающей в результате вращения ротора. Чем больше число оборотов насоса, тем больше центробежная сила и, значит, больше давление топлива, заполняющего полость насоса, в которой вращается ротор. Это давление является, таким образом, мерилом числа оборотов двигателя и используется для его ограничения. Для этой цели в верхней части насоса, в его крышке, установлена упругая перегородка — мембрана 3. С обеих сторон, сверху и снизу, на эту мембрану давит топливо. Но снизу давление топлива равно давлению на всасывании у насоса, а сверху оно больше, так как равно давлению в полости ротора, и создается, как указывалось выше, центробежной силой, возникающей при вращении ротора.

Чем больше число оборотов двигателя, тем больше разность давлений, пока, наконец, она не становится столь большой, что мембрана прогибается, нажимая на установленный под ней рычаг.

Рис. 34. Схема, иллюстрирующая, как система регулирования турбореактивного двигателя РД-500 предохраняет двигатель от «разноса», т. е. от превышения максимально допустимого числа оборотов

Пусть число оборотов двигателя увеличится; увеличение числа оборотов двигателя через хвостовик 1 передается ротору топливного насоса; центробежная сила топлива, вытекающего из отверстий в роторе насоса, увеличится, вследствие чего давление внутри насоса (позиция 2) возрастет; под действием повышенного давления внутри насоса прогнется мембрана 3, рычаг повернется и топливо начнет вытекать через отверстие 5 из полости 6 сервомеханизма насоса обратно на всасывание; давление в полости 6 сервомеханизма насоса уменьшится и поршень 7 сервомеханизма передвинется вправо; угол наклона «косой шайбы» 8 уменьшится, в результате чего подача топлива по трубопроводу 9 в камеры сгорания снизится до допустимой величины

Этот рычаг поворачивается вокруг своей опоры и открывает выход топлива из полости сервомеханизма насоса. Результат получается таким же, как и при увеличении высоты или уменьшении скорости полета: угол наклона «косой шайбы» уменьшается до тех пор, пока число оборотов не становится равным максимально допустимому. Чтобы можно было установить этот ограничитель на нужное максимальное число оборотов, сверху в крышке насоса имеется регулирующий винт, который сжимает пружину, воздействующую на мембрану ограничителя. Чем сильнее затянута пружина, тем меньше максимальное число оборотов двигателя, поддерживаемое ограничителем.

На рис. 35 показана общая принципиальная схема топливной системы и системы регулирования двигателя РД-500, а на рис. 36 — расположение основных агрегатов этих систем на двигателе.

Рассказ о конструкции современных турбореактивных двигателей не ограничивается, конечно, двумя приведенными примерами — его можно было бы продолжить. Эти двигатели имеют много сложных устройств и систем, обеспечивающих высокую надежность и эффективность работы двигателя.

Можно было бы рассказать, например, о различных пусковых системах, обеспечивающих быстрый и надежный запуск двигателя как на земле, так и в условиях полета вплоть до самых больших высот.

О сложности проблемы запуска современных мощных турбореактивных двигателей можно судить хотя бы по тому, что на них устанавливаются стартеры, мощность которых иной раз составляет сотни лошадиных сил. Стартер приходится устанавливать на двигателе потому, что турбина двигателя способна самостоятельно приводить во вращение компрессор только при уже достаточно большом числе оборотов. Поэтому при запуске вал двигателя приходится прокручивать с помощью стартера.

В качестве стартеров на турбореактивных двигателях применяются электродвигатели, поршневые двигатели внутреннего сгорания, подобные мотоциклетным, небольшие вспомогательные газотурбинные двигатели (один газотурбинный двигатель применяется для запуска другого), специальные пороховые пиропатроны и другие устройства.

Рис. 35. Общая схема топливной системы турбореактивного двигателя РД-500

Не менее сложной является также система электрического зажигания рабочей смеси при запуске двигателя.

Чтобы воспламенить холодную, плохо приготовленную (это неизбежно при запуске) топливовоздушную смесь, в особенности на большой высоте, где воздух разрежен, нужны очень мощные запальные устройства. Энергия электрической искры, получающейся в запальных свечах турбореактивных двигателей, должна быть больше, чем, например, энергия искры в свечах поршневых авиационных двигателей. Непрерывно изыскиваются новые способы обеспечения надежного воспламенения топлива при запуске турбореактивного двигателя. В некоторых двигателях пропускают, например, через искровой промежуток запальных свечей, установленных в камере сгорания, не один, как обычно, а два электрических разряда, один вслед за другим. Первый высокочастотный разряд как бы «подготавливает» второму путь в топливовоздушной смеси, заполняющей искровой промежуток свечи, вызывая образование в ней большого числа электрически заряженных частиц — ионов. Второй мощный разряд идет по этому наэлектризованному каналу и воспламеняет смесь. Применяют и так называемые свечи поверхностного разряда, в которых между электродами заключен специальный полупроводниковый материал. Этот материал вызывает при разряде резкое снижение электрического сопротивления газа между электродами и способствует образованию другого, рабочего разряда, воспламеняющего смесь при сравнительно низком напряжении. Эти свечи обеспечивают надежный запуск в самых трудных условиях.

Рис. 36. Расположение основных агрегатов топливной системы на двигателе РД-500

Немало хлопот доставляет конструкторам и эксплуатационникам защита двигателя от попадания в него посторонних предметов, которые могут оказаться в засасываемом в двигатель воздухе. В особенности это важно для двигателей с осевым компрессором. Сравнительно прочная крыльчатка центробежного компрессора значительно меньше повреждается, например, мелкими камешками или песком, попадающими в воздушный тракт двигателя при работе на стоянке или при рулении самолета. Перегруженные же лопатки осевого компрессора разрушаются даже при легком ударе.

Самым простым решением этой проблемы была бы установка на входе в двигатель достаточно густой защитной проволочной сетки. Но такая сетка вызывает дополнительное гидравлическое сопротивление засасываемому воздуху, что приводит к уменьшению развиваемой двигателем тяги. Это тем более неприемлемо, что сетка нужна только при работе двигателя на земле, тягу же она уменьшает в течение всей работы двигателя. Кроме того, сетка, как выяснилось, подвергается в полете обледенению, вследствие чего гидравлическое сопротивление поступающему в двигатель воздуху увеличивается еще более; сильное обледенение может вызвать даже аварию двигателя. Поэтому конструкторам приходится разрабатывать сложные устройства с автоматически убирающимися в полете защитными сетками.

Следует заметить, что автоматическая уборка в полете защитных сеток не является одновременно и решением проблемы борьбы с обледенением двигателя в полете. Если полет происходит во влажном воздухе при низкой температуре, в облаках и т. д., то образование льда может происходить не только на входных сетках, но также и на внутренних стенках входного канала, в топливных фильтрах и т. п. Это обычно приводит к перебоям в подаче топлива, уменьшению тяги двигателя из-за уменьшения количества протекающего через него воздуха и другим ненормальностям в работе двигателя. Наибольшую опасность при этом представляет попадание скалывающихся кусков льда в компрессор, в результате чего двигатель может выйти из строя. Неудивительно, что для борьбы с обледенением двигателя в полете приходится прибегать к специальным антиобледенительным устройствам, усложняющим двигатель. Иногда, например, для этой цели стенки входного канала двигателя и находящиеся в нем стойки, входные направляющие лопатки и другие детали делаются полыми. Внутри них в этом случае циркулирует горячий воздух, отводимый из компрессора.

Глава четвертая

Глава четвертая
Все делается, как предусмотрено наукой, ему переливают кровь, вводят глюкозу и антибиотики, дают хлористый кальций. И тревога постепенно отступает. Теперь надо взять в союзники время, набраться терпения, ждать. У него сильный, тренированный, великолепный

Глава V Недостатки современных дирижаблей

Глава V
Недостатки современных дирижаблей
1.  Сложность постройкиСложность постройки самолетов и дирижаблей заключается в необходимости сочетать исключительную прочность конструкции с исключительной легкостью ее.Размер работ по сооружению дирижабля объемом в 100000 куб.

Глава четвертая

Глава четвертая
1Линейку к таланту пока не приложишь, на весы его не бросишь, на электронной машине не просчитаешь. Предлагают ранжировать талантливых людей по их уже свершившимся делам. Василий Гроссман в «Жизни и судьбе» пишет, что к истинно великим научным открытиям

Глава четвертая

Глава четвертая
1Переведенный из Новочеркасска в НИИ ВВС, Гроховский в первое время мог целыми днями бить баклуши – если бы ждал заданий. Эта воля продолжалась месяца три-четыре; к нему, он чувствовал, присматриваются. Ну что ж, он себя проявлял: когда хотел – летал, когда

Глава четвертая

Глава четвертая
Возданная кара
В шестом номере журнала «Изобретатель и рационализатор» за 1985 год была опубликована статья С. Константиновой «Резонанс». В ней рассказывалось о советском изобретателе томографии на основе ядерного магнитного резонанса В.А. Иванове. В 1960

Глава четвертая

Глава четвертая
Они подъехали к большому белому деревянному дому, где жил теперь Эрик с семьёй. С неба лился солнечный свет, и когда Джордж вышел из машины, в лицо ему ударил горячий воздух, поднимавшийся от разогретой земли. Анни выбралась следом.— Идём, — приказала она,

Глава четвертая.

Глава четвертая.
Будем делать новый танкДо поздней ночи светились окна в небольшом, примыкавшем к опытному цеху особняке КБ. Здесь в тесных комнатах второго этажа, соединенных, как отсеки в общем вагоне, сквозным проходом без дверей, началась напряженная работа. Каждое

Выхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов

Выхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов
Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы
Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного

Глава четвертая

Глава четвертая
Теперь можно вновь вернуться к той ночи у костра, когда разговор об открытии Хинта привел нас к не очень дальним, но очень горестным временам войны.Хинт то подбрасывал хворост или щепки в огонь, то уносил котел с кипятком, то молча сидел, изредка обращаясь

Глава двадцать четвертая

Глава двадцать четвертая
Они вернулись в Таллин ранним утром в воскресенье.На вокзале их встретили дети с цветами — старшая дочь Анна, младшая Пилля, сын Рейно. Все они принарядились для этого случая, — и у них начиналась новая жизнь.Семья Хинтов переехала в тот самый

Глава четвертая

Глава четвертая
Он то подбрасывал хворост или щепки в огонь, то молча сидел, изредка обращаясь ко мне с ничего не значащими вопросами: «Вы быстро нашли Меривалья?» Или: «Почему вы хотели идти к морю?»Я понимал, что Лехт охотно будет говорить о том, что его волнует теперь: о

Глава двадцать четвертая

Глава двадцать четвертая
Они вернулись в Таллин ранним утром в воскресенье. На вокзале их встретили дети с цветами — старшая дочь Анна, младшая Пиля, сын Рейно. Все они принарядились для этого случая, — и у них начиналась новая жизнь.Семья Лехтов переехала в Меривалья, в

Глава четвертая

Глава четвертая
Королев говорил, что силикальцитные заводы это всего лишь маленькие кустарные цехи. Они выпускают все еще дорогие строительные конструкции. Далеко не все у них ладится.Ванас вспомнил те дни, недели и даже месяцы, которые он провел в этих цехах.

Керосин в реактивных двигателях | Андрей Смирнов

Развивая тракторную промышленность, наша страна не могла не наращивать производства керосина — уже не только «фотогена», но и горючего для тракторов. В непрерывных керосиновых батареях того времени в керосин превращали примерно третью часть поступавшей в них нефти. Батарея состояла из 15—20 перегонных кубов, установленных в ряд таким образом чтобы каждый следующий куб был сантиметров на пятнадцать ниже предыдущего. Подогретая нефть могла передвигаться по системе самотеком.

В керосине прямой гонки, кроме углеводородов — предельных, непредельных, циклических, ароматических,— есть примесь нафтеновых кислот, смол, сернистых соединений. Все они, как, впрочем, и непредельные углеводороды, для керосина вредны. Не очищенный от них керосин, сгорая, коптит, а при хранении желтеет. Со временем в нем появляется осадок, в основном смолы — продукт полимеризации непредельных углеводородов.

Керосину как горючему для двигателей внутреннего сгорания эти примеси «противопоказаны» не только потому, что способствуют образованию нагара. Некоторые из примесей, в первую очередь органические кислоты и сернистые соединения, вызывают коррозию металла при высоких температурах, развивающихся в процессе работы двигателя. Поэтому керосин обязательно очищают. О том, как это делается,— чуть позже. Заметим только, что очистку обязательно проходит и керосин, полученный в современных трубчатых установках для непрерывной перегонки нефти.

Как топливо для тракторов керосин применяют и в наши дни, но не это сегодня главное: керосин стал необходим авиации.

Какими только прозвищами не награждали ПО-2, немало потрудившийся до войны и в годы войны маленький биплан конструкции Н. Н. Поликарпова. «Небесный тихоход», «кукурузник», даже «керосинка»… Последнее, кстати, совершенно неверно.

ПО-2 летал на чистом авиационном бензине, а керосинкой скорее можно назвать ТУ-154 или любой другой реактивный лайнер. Трудно поверить, не правда ли?

Обратимся за помощью хотя бы к Краткой химической энциклопедии. В IV томе находим такие строки: «Наиболее распространенными топливами для реактивных двигателей являются керосиновые фракции нефти…» Керосиновые! Вот почему так возросла в последние десятилетия потребность в керосине. Ведь реактивных двигателей все больше и больше, причем не только на самолетах. А первый газотурбинный двигатель, который можно считать дальним предшественником двигателей Ил-18 и многих других самолетов гражданской авиации, был построен инженером П. Д. Кузьминским еще в 1897 г. Топливом для этого двигателя служил керосин, как и в наши дни.

Почему предпочли керосин бензину? Потому же, почему люди предпочитают рюкзаки с http://4youbags.ru/ школьным ранцам других производителей. А именно за такие качества как надежность и стойкость. Прежде всего для реактивной авиации совершенно неприемлемо поведение бензина в условиях повышенных температур и пониженных давлений. Температура кипения керосинов при нормальных условиях— от 150 до 315 °С, а бензинов — от 40 до 180°С. Если бы реактивные самолеты летали на бензине, их «потолок» был бы намного ниже. Или пришлось бы сверхтщательно герметизировать баки и топливную систему, а это—усложнило бы конструкцию, увеличило бы массу.

При полете с большими скоростями топливо заметно нагревается. Даже при скоростях меньше скорости звука в топливных насосах и топливно-масляном радиаторе оно может нагреться до 100—120 °С. Но ведь есть еще и аэродинамический нагрев— от трения самолета о воздух, и чем больше скорость, тем этот нагрев больше. При скорости 2300 километров в час топливо разогревается до 200—230 °С. Бензин — в таких условиях закипел бы. Керосин — нет! Очищенный керосин прямой гонки (с определенными присадками) удовлетворяет требованиям авиаторов. К тому же, керосин дешевле бензина, и при прямой перегонке нефти его образуется больше, это тоже важно. Реактивное топливо расходуется в огромных количествах. Всего за один час работы современный реактивный двигатель «пожирает» до 18 тонн горючего!

Керосин, на основе которого готовят реактивное топливо, обязательно проходит стадию гидроочистки. Когда слышишь это слово впервые, кажется, что оно означает очистку от воды или очистку водой — гидро… Но вода тут ни при чем: гидроочистка — это гидрирование, насыщение водородом. Водородом как бы облагораживают различные соединения, содержащиеся в нефтепродуктах. Гидроочистка — процесс каталитический, идет в атмосфере водорода при температуре 300—425 °С и под давлением. В ходе гидроочистки непредельные соединения, склонные к полимеризации и образованию смолистого осадка, превращаются в предельные. Частично разрушаются циклические молекулы, а это тоже хорошо — ароматические углеводороды дают больший нагар, чем углеводороды метанового ряда, и их содержание в топливе не должно превышать 20—25%. В реактивных топливах, даже полученных из сернистых нефтей, не должно быть элементарной серы; ГОСТом ограничивается и содержание сернистых соединений — не больше 0,25%. В процессе гидроочистки элементарная сера и большая часть связанной серы превращается в сероводород и удаляется из топлива…

Может возникнуть вопрос: почему авиация в качестве топлива использует керосин, а не более тяжелые нефтяные фракции? Ведь при скорости в 3000 километров в час аэродинамический нагрев способен заставить «вскипеть» и керосин… Но пока таких скоростей в гражданской авиации не предвидится. Есть в нашей стране топлива «расширенного фракционного состава», но они ближе к бензину, чем к дизельным топливам. Их создавали, чтобы расширить топливные ресурсы реактивной авиации. У этих горючих немало достоинств, и все же главным авиационным топливом по-прежнему остается керосин.

Бывший «фотоген» превратился в горючее не только для реактивных самолетов, но и для ракет. Известно, что в американских ракетах «Атлас» горючим служит смесь керосиновой и бензиновой фракции нефти, а первые ступени ракет «Сатурн» и «Авангард» работают на чистом керосине. В павильоне Космос на ВДНХ был выставлен реактивный двигатель. Такие двигатели выводили на орбиту вокруг Земли космические корабли «Восток». Рядом с двигателем была табличка с техническими характеристиками: в графе «топливо» напечатано — керосин…

Почему реактивные двигатели получают лучшую топливную экономичность на больших высотах?

Для быстрого объяснения, вы должны знать, что

Тепловая эффективность

Тепловая эффективность-это соотношение между механической работой, извлекаемой в качестве тяги, и тепловой энергией, затрачиваемой на нагрев воздуха, и косвенно зависит от высоты полета. Пожалуйста, смотрите статью Википедии о цикле Карно . Этот и подобные циклы описывают работу всех двигателей внутреннего сгорания в термодинамических терминах. В принципе, он говорит, что эффективность двигателя внутреннего сгорания не может быть больше, чем отношение температуры между повышением температуры от окружающей среды (tamb

» role=»presentation»>t A m b

tamb

) до максимальной температуры tmax

» role=»presentation»>t m A x

tmax

процесса, разделенного максимальной температурой. Все температуры должны быть выражены как полные температуры, где 0° значит 0 k или -273.15°C. работать в более холодном воздухе делает коэффициент большим и улучшает эффективность.

ηt=tmax−tambtmax

» role=»presentation»>η T = T m A x—t A m b T M A x

ηt=tmax−tambtmax

Если tamb

» role=»presentation»>t A m b

tamb

290 к (16,85°К или 62°Ф) и топливо нагревает вверх воздух до 1400 к (2060°Ф), тепловая эффективность согласно формуле выше 79,3%.

На крейсерской высоте tamb

» role=»presentation»>t A m b

tamb

только 220 K (-53.15°C или -63.7°F), и такая же подача топлива по отношению к воздушным потокам поднимет максимальную температуру только до 1320 K (в реальности даже меньше; для более точного рассуждения см. ниже). Сейчас тепловой КПД составляет 83,33%! Если максимальная температура поддерживается, то и тяга, и тепловой КПД будут повышаться; последний до 84,3%.

В действительности, полная эффективность будет ниже потому что мы не включали пропульсивную эффективность , влияния трением или отключение питания воздухом, насосами и генераторами кровотечения. Пропульсивная эффективность описывает, насколько хорошо выполняется ускорение воздуха.

Нагрев топливовоздушной смеси

Сжигание топливно-воздушной смеси добавит к ней тепловую энергию, около 43 МДЖ на каждый килограмм керосина (если считать полное сгорание). Изобарная теплоемкость или удельная теплоемкость воздуха (достаточно близко, смесь имеет очень мало топлива, но много воздуха в нем) составляет 29 Дж на моль и на К, поэтому эти 43 МДЖ будут нагревать 1000 моль воздуха на 1483 К. теплоемкость немного изменяется с влажностью и температурой, но достаточно мало, что мы можем считать ее постоянной для этой цели. Если воздух начинается при 220 K, предварительное сжатие во впуске нагреет его до ок. 232 K, дальнейшее сжатие в двигателе будет нагревать его до ок. 600 K, если мы предполагаем степень сжатия 25, и это температура на входе в камеру сгорания.

Эти 1000 моль воздуха весят около 29 кг, а добавление полного килограмма топлива и сжигание смеси будет нагревать его до 2083 К. Если вы хотите получить более подробную информацию о параметрах в типичном реактивном двигателе, см. диаграмму в этом ответе . Поскольку при горении смесь набирает скорость, топливная масса также нагревается и сгорание никогда не завершается, максимальная температура, указанная здесь, не будет достигнута в действительности.

Если мы начнем на земле с температуры воздуха 290 K, температура на входе немного снизится, потому что мы не будем летать достаточно быстро, чтобы какое-либо предварительное сжатие произошло во входе. Теперь компрессор будет нагревать воздух до 730 К, а снова добавляя и сжигая, что кило керосина будет нагревать 1000 моль воздуха до 2213 К. В идеале.

На самом деле, управление двигателем будет видеть, что предельные температуры не превышены, но здесь мы можем играть с числами, как нам нравится. Точные значения, безусловно, будут немного отличаться (более фрикционный нагрев в компрессоре, потеря тепла наружу, небольшой дрейф удельной теплоты с температурой), но суть объяснения верна.

Объяснение в терминах непрофессионала

Сжигание топливовоздушной смеси нагревает ее и заставляет газ расширяться. Это происходит при почти постоянном давлении и в ограниченном объеме, поэтому единственный способ освободить место для этого расширения-чтобы газ тек быстрее. Почти постоянное давление означает, что плотность газа должна уменьшаться. Отношение плотности между нагретым и несгоревшим газом пропорционально его температурному отношению, измеренному в абсолютной температуре.

Однако количество сгоревшего топлива определяет абсолютное повышение температуры, разницу в градусах между сгоревшим газом внутри камеры сгорания и несгоревшим газом на входе. Для данного количества топлива температурный коэффициент, который может быть достигнут при абсолютном повышении температуры, становится меньше, чем выше температура несгоревшего газа. Таким образом, эффективность снижается при более высокой температуре всасываемого воздуха.

Пионеры: человек и самолет. Ханс-Иоахим Пабст фон Охайн и экспериментальный самолет Heinkel He 178. Германия

Главная » Книги по истории авиации » Пионеры: человек и самолет. Ханс-Иоахим Пабст фон Охайн и экспериментальный самолет Heinkel He 178. Германия

в Избранноев Избранномиз Избранного 7

Хотя Сэр Фрэнк Уиттл справедливо считается отцом-основателем реактивных двигателей — 50-летие его достижения было отмечено в июньском выпуске «The Aeroplane» за 1991 год — в то же самое время независимо от него в Германии были разработаны реактивные двигатели. Автор статьи Брайан Джонсон (BRIAN JOHNSON) в начале 80-х для создания документального фильма для BBC TV брал интервью у немецкого пионера реактивного движения Пабста фон Охайна (Pabst von Ohain), создававшего двигатели такого типа на собственные средства компании Heinkel.

В Великобритании существует глубокое убеждение, что Фрэнк Уиттл изобрел реактивный двигатель и что первый полет реактивного самолета Gloster E.28/39 состоялся 15 мая 1941 года. Это правда, что Фрэнк Уиттл (позже сэр Фрэнк Уиттл) был одним из пионеров реактивных полетов, и что его вклад был и остается огромным. Но факты истории говорят, что состоявшийся майским вечером в Кранвилле первый полет самолета компании Gloster был лишь третьим полетом реактивного самолета.

Уиттл начал свои исследования возможности полета самолета с газотурбинной силовой установкой еще в 1929 году, еще будучи курсантом в Кранвилле. Как это часто бывает с по-настоящему оригинальными концепциями, идея вполне может прийти в головы к двум людям в одно и то же время совершенно независимо: реактивный двигатель не был исключением. В то время как в Англии Фрэнк Уиттл боролся со своей хорошо документированными скуднооплачиваемыми исследованиями, в Германии в начале 1936 года на волне явного расширения люфтваффе и нацистского перевооружения производитель самолетов Эрнст Хейнкель получил письмо от профессора Поля (Pohl). В те годы Поль, признанный как ученый на международном уровне, был главой престижного отделения науки Геттингенского университета и был занят исследованиями аэродинамических поверхностей и аэродинамикой в целом. Профессор писал Хейнкелю, что он хотел бы узнать, может ли он помочь его молодому геттингентскому ассистенту Пабсту фон Охайну, который работал «над не требовавшим винта новым типом силовой установки для самолетов». Профессор уверял Хейнкеля, что молодой человек был очень способен: его идеи абсолютно здравы, но, к сожалению, у университета не средств, чтобы гарантировать разработку предлагаемой силовой установки. Быть может, он, профессор Хейнкель, будет достаточно заинтересован в проекте и поддержит постройку практического прототипа двигателя?

Ханс-Иоахим Пабст фон Охайн (Hans-Joachim Pabst von Ohain), примерно 1939 год

Теперь, когда это случилось, профессор не мог выбрать более плодотворное время для письма Хейнкелю. На его фирму не только посыпались контракты на военные самолеты: бюджеты НИОКР были вполне достаточны, и в этот же момент еще один молодой человек был вовлечен в проект Хейнкеля по безвинтовым полетам. Имя этого молодого человека впоследствии стало широко известным, его звали Вернер фон Браун. Еще студентом он был увлечен ракетным автомобилем, построенным профессором Обертом и работающим на жидком ракетном топливе. Еще в 1929 году Фриц фон Опель (Fritz von Opel) продемонстрировал оснащенный ракетным двигателем самолет, хотя этот аэроплан представлял собой немногим больше, чем простой планер с силовой установкой; и после зажжения запала его твердотопливная ракета не предоставляла бесстрашному пилоту возможности управления мощностью.

Экспериментальный турбореактивный двигатель HeS 2A, разработанный Охайном в Геттингенском университете в 1936 году. Когда в сентябре 1937 года этот потреблявший водород маленький реактивный двигатель был впервые успешно запущен, он развивал всего 80 кг статической тяги

Ракетный двигатель, над которым работал фон Браун, в целом имел отличный от этого подход: будучи жидкотопливным (метиловый спирт и жидкий кислород), двигатель был снабжен некоторыми средствами управления (всего лишь «Вкл/Выкл») и, конечно, мог быть повторно использован. Первоначально ракета была испытана в полете в качестве вспомогательного двигателя на He 112, а затем на специально построенном самолете — малоизвестном Heinkel He 176. Суть рассказа в том, что идея безвинтового полета не была неизвестной в расположенном в Варнемюнде (Warnemünde) конструкторском бюро Хейнкеля. Фактически вполне возможно, что во время испытаний оснащенного ракетным двигателем He 112, с осторожностью проводимых на удаленном аэродроме Нойбранденбург (Neubrandenburg), по меньшей мере два самолета были списаны в результате взрыва двигателя, что посеяло в душе доктора Хейнкеля зерно сомнения в практической эксплуатации довольно ненадежных пилотируемых самолетов (как мы теперь знаем, вскоре фон Браун забросил пилотируемые полеты и разработал ракету V2).

Ища возможную альтернативу непредсказуемым пиротехническим ракетам, Хейнкель ответил профессору Полю и предложил фон Охайну пройти в Варнемюнде собеседование, дата которого была назначена на 17 марта 1936 года. Двадцатичетырехлетний молодой человек фон Охайн познакомился с известным авиаконструктором. С энтузиазмом молодости он убедил пожилого человека в технико-экономической выполнимости его идеи газовой турбины, и когда ему были заданы неизбежные вопросы «Сколько?» и «Как долго?», фон Охайн ответил: «50 000 марок» и «Через несколько месяцев». Эрнст Хейнкель в своей автобиографии «He 1000» писал:

«… на самом деле на это потребовались годы, и вместо 50 000 были привлечены сотни тысяч, а затем миллионы марок. Я был столь же не осведомлен об этом, как он был тогда».

Однако фон Охайн, вместе с его геттингенским помощником Ханом (Hahn), был нанят Хейнкелем и, таким образом, ресурсы одного из крупнейших авиастроительных концернов в мире дали поддержку его реактивному двигателю. Тем временем, практически ничего не зная друг о друге, пилот сквадрон-лидер (майор) Фрэнк Уиттл, будучи единственным сотрудником дышащей на ладан и нуждавшейся во всем, особенно в деньгах, компании Power Jets Ltd, на полученные от Королевских ВВС отпускные собирался построить свой первый двигатель.

В противоположность этому для сохранения тайны на заводском аэродроме Мариэнэ было возведено специальное здание, в котором фон Охайн совместно с Ханом начали работы над проектом газовой турбины. Проект целиком финансировался из собственных средств компании Heinkel: Берлин и Имперское Министерство авиации (Reichs Luftfahrt Ministerium – RLM), которые, теоретически, имели полный контроль над всей авиацией и связанными с ней событиями, на данной стадии никак не были проинформированы.

Фон Охайн получил свой первый, работающий на водороде, двигатель в сентябре 1937 года (Уиттл свой первый двигатель для стендовых испытаний запустил 12 апреля того же года). Хейнкель писал:

 «Я никогда не забуду, как Хан, который, как и Охайн, работал днем и ночью, радостно позвонил мне в 1:00, сказав, что устройство впервые заработало».

Затем Хейнкель прыгнул в свою машину и поехал к испытательной станции.

«Четверть часа спустя я слышал своими ушами эти замечательные вой и свист …, от которых вздрагивала мастерская … и которые сегодня являются обычным делом».

После стендовых испытаний первого двигателя он был адаптирован для потребления керосина, после чего начались работы над двигателем для полетов HeS 3. Он, как и первоначальный двигатель, был центробежного типа (как и у Уиттла) – с приводимым в действие турбиной большим компрессором. Два двигателя, получившие обозначение S3B, были построены по стандартам годности к полетам и тщательно испытаны на стенде. Один S3B был установлен для летных испытаний на He 118, выбранном из-за его двухместной компоновки и значительного клиренса, обеспечиваемого шасси с хвостовым колесом.

Первый полет был совершен летчиком-испытателем компании Heinkel Варзицем (Warsitz) и сидевшим на заднем месте наблюдателя бортинженером компании Вальтером Кунцелем (Walter Kunzel) – дата этого полета теперь неизвестна; скорее всего он состоялся в начале 1939 года. В отчетных документах компании  Heinkel сказано, что полет с целью сохранения тайны был проведен с заводского аэродрома в Marienehe в четыре утра, поскольку «в это время завод был еще пуст и безлюден». (Интересно отметить, что такие жизненно важные военные авиазаводы, как Heinkel, в течение нескольких месяцев после начала Второй Мировой войны, по-видимому, не работали ночью; в то время как в Британии вводились в строй «фабрики-тени»*).

He 118 взлетел, используя обычный поршневой двигатель, а затем Кунцель запустил турбину, и, как писал Хейнкель,

«… это было краткое, но неописуемое представление, мы увидели … выстрелившую в воздух голубоватую реактивную струю, а затем почти сразу же самолет развил огромную скорость».

He 118 продолжал испытательные полеты в качестве летающей лаборатории для реактивного двигателя с Кунцелем на борту, собиравшим ценные технико-эксплуатационные данные экспериментальной силовой установки S3B, которая развивала тягу до 380 кг до тех пор, пока, неминуемо, не прогорел установленный ранее тугоплавкий металл турбины; к счастью, это произошло при заходе самолета на посадку. Тем не менее, во время испытательных полетов была получена достаточная информация для принятия решения об установке второго HeS3B на только что изготовленный He 178 – первый в мире реактивный самолет.

схемы Heinkel He 178

He 178 был чисто экспериментальной машиной, хотя позднее американская разведка описала его как «истребитель». Это был маленький одноместный высокоплан с размахом крыла 7,2 метра. Он имел убирающееся шасси с хвостовым колесом и выглядел лаконично и целеустремленно. Если бы он оснащался шасси с носовой стойкой, то это было бы явно не в те дни. Реактивный двигатель Heinkel HeS3B был помещен позади пилота с приточным каналом, идущим к нему от носа и под сиденьем летчика; выхлопное сопло было размещено в предельно задней части фюзеляжа под килем.

После запуска двигателя на земле и рулежечных испытаний тест-пилот компании Heinkel капитан Варзиц решил выполнить на рассвете 27 августа 1939 года. Хейнкель описал то историческое утро:

«Это было ясное и красивое утро без дыхания ветра, когда со Шварцлизером, Гюнтером и фон Охайном мы выехали на аэродром [в Мариэнэ]. Варзиц ждал с несколькими монтажниками из экспериментальной группы».

В интервью для документального телевизионного фильма BBC, которое Пабст фон Охайн в 1981 году дал мне в своем доме в Дейтоне, штат Огайо, он вспомнил, что вопреки воспоминаниям Хейнкеля

«это было раннее утро. Было слегка туманно, но именно слегка. У нас [в Мариэнэ] был короткий аэродром; за день до этого Варзиц уже выруливал на самолете и думал, что он мог сделать это».

в полете Heinkel He 178 (современный рисунок)

Реактивный двигатель крошечного самолета, неокрашенного и немаркированного, был запущен и стал увеличивать обороты. Варзиц, сидевший в маленькой кабине, был удовлетворен работой двигателя и дал сигнал механику убрать колодки; Эрнст Хейнкель бросился к самолету и, желая ему «счастливого приземления», схватил одетую в перчатку руку Варзица; реактивный двигатель завывал, а самолет набирал скорость, разгоняясь по короткой взлетной полосе. Фон Охайн вспомнил, что:

«Он ускорился … выглядело все без каких-то проблем; он взлетел и затем мы потеряли его, потому что он пошел прямо, и больше мы ничего не слышали. Мы ждали минут пять: это было очень долгое время. Потом он вернулся и совершил облет аэродрома, и мы удивлялись, почему он не садится. Мы сказали: ого, он чувствует себя там очень хорошо и еще не хочет идти на посадку. На самом деле он не мог видеть аэродрома, из-за яркого света [слишком низкого ранним утром] солнца в тумане, который, как он позже сказал, был ужасен … Так что он должен был сделать несколько циркуляций, прежде чем смог благополучно приземлиться».

Посадки не было, согласно Хейнкелю:

«Он [Варзиц] выключил двигатель, затем оказалось, что он недооценил свой заход на посадку [скорость была превышена] и ему пришлось выполнить скольжение на крыло. Скольжение на крыло на новой, опасной и сложной машине! Мы затаили дыхание, но He 178 приземлился отлично … это был великолепный момент … мы все бросились к Варзицу и монтажники подняли нас на свои плечи…».

Летчик-испытатель Варзиц, Хейнкель, фон Охайн и другие отправились в столовую Мариэнэ отпраздновать завтраком с шампанским. Всего пять дней спустя Германия вступила в войну…

Эрнст Хейнкель выступает на праздничном завтраке в столовой Мариэнэ после первого в мире успешного полета реактивного самолета, 27 августа 1939 года. Фон Охайн слева от Хейнкеля. Задумчивый молодой человек справа от компании — летчик-испытатель Эрик Варзиц, пилотировавший самолет во время знаменательного полета

Хотя He 178 был продемонстрирован генералам Удету и Мильху, заказов не последовало, поскольку последние считали, что Люфтваффе сможет выиграть войну с существующими поршневыми самолетами. Позднее, после Битвы за Британию, произошла переоценка приоритетов. и Хейнкелю было разрешено закупить Hirthmotoren GmbH в Цуффенхаузене (Zuffenhausen) для производства S8 и перспективного осевого реактивного двигателя HeS30. Второй, слегка увеличенный, He 178 был построен, но никогда не летал.

Вид спереди на второй прототип Heinkel He 178 V2 

Другой ракурс на He 178 V2, показывающий прямое трапециевидное крыло – на первом прототипе задняя кромка была эллиптической

Ещё один ракурс на He 178 V2. Самолет был оснащен двигателем HeS6, спроектированным развивать 550 кгс тяги на 13 000 об/мин 

В качестве протокола, в 1941 году в ходе последующих испытательных полетов с форсированным двигателем HeS6 с тягой 590 кг первоначальный He 178 показал, что имеет максимальную скорость 700 км/ч.

На фотографии якобы изображен первый прототип Heinkel He 178, однако представляется более вероятным, что это макет возможного третьего самолета. Многие показанные особенности являются общими со вторым прототипом, но машина имеет удлиненный фонарь и увеличенные киль и руль направления

Двухмоторный Heinkel He 280, являвшийся развитием проекта и оснащавшийся двумя HeS8, впервые полетел 5 апреля 1941 года – за 40 дней до полета Gloster-Whittle E. 28/39. Первый амери­канский реактивный самолет Bell P-59A, оснащавшийся двигателями, в основе которых лежала конструкция Уиттла, впервые полетел 1 октября 1942 года.

Прототип Heinkel He 280 взлетает с заводского аэродрома компании Heinkel (Росток, Мариэнэ) впервые с работающими реактивными двигателями, 2 апреля 1941 года (некоторые источники дают дату 30 марта). Первые 40 или около того полетов были выполнены в качестве планера с буксировщиком Heinkel He 111H. Во время первого полета капоты двигателей He 280 были сняты в качестве меры предосторожности против пожара, так как во время наземных испытаний по включению двигателей несгоревшее топливо скапливалось в их нижних частях

He 280 взял несколько первенств: первый в мире реактивный истребитель, первый реактивный с носовым колесом, первый двухдвигательный реактивный самолет, первый самолет, который был оснащен, а потом и использовал, катапультируемое кресло. Производство его не было заказано, поскольку был выбран более аэродинамически совершенный, хотя и менее совершенный, Messerschmitt Me 262.

* «shadow factory» – предприятие, легко переводящееся с мирного производства на военное

источники:

1. BRIAN JOHNSON «THE FIRST OF THE JETS» Aeroplane Monthly, July 1992
2. таблица с характеристиками взята с http://www. airwar.ru/enc/xplane/he178.html

Пульсирующий- первый реактивный — Паркфлаер

Причиной написания статьи стало огромное внимание к маленькому двигателю, который появился совсем недавно в ассортименте Паркфлаера. Но мало, кто задумывался, что у этого двигателя более чем 150-и летняя история:

Многие полагают, что пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) пявился в Германии в период Второй мировой войны, и применялся на самолетах-снарядах V-1 (Фау-1), но это не совсем так. Конечно, немецкая крылатая ракета стала единственным серийным летательным аппаратом с ПуВРД, но сам двигатель был изобретен на 80 (!) лет раньше и совсем не в Германии. 
Патенты на пульсирующий воздушно-реактивный двигатель были получены (независимо друг от друга) в 60-х годах XIX века Шарлем де Луврье (Франция) и Николаем Афанасьевичем Телешовым (Россия).

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (англ.  Pulse jet), как следует из его названия, работает в режиме пульсации, его тяга развивается не непрерывно, как у ПВРД (прямоточный воздушно реактивный двигатель) или ТРД (турбореактивный двигатель), а в виде серии импульсов.

Воздух, проходя через конфузорную часть, увеличивает свою скорость, вследствие чего давление на этом участке падает. Под действием пониженного давления из трубки 8 начинает подсасываться топливо, которое затем подхватывается струей воздуха, рассеивается ею на более мелкие частички. Образовавшаяся смесь, проходя диффузорную часть головки, несколько поджимается за счет уменьшения скорости движения и в окончательно перемешанном виде через входные отверстия клапанной решетки поступает в камеру сгорания.
Первоначально топливно-воздушная смесь, заполнившая объем камеры сгорания, воспламеняется с помощью свечи, в крайнем случае, с помощью открытого пламени, подводимого к обрезу выхлопной трубы. Когда двигатель выйдет на рабочий режим, вновь поступающая в камеру сгорания топливно-воздушиая смесь воспламеняется не от постороннего источника, а от горячих газов. Таким образом, свеча необходима лишь на этапе запуска двигателя, в качестве катализатора.
Образовавшиеся в процессе сгорания топливно-воздушной смеси газы резко повышают, и пластинчатые клапаны решетки закрываются, а газы устремляются в открытую часть камеры сгорания в сторону выхлопной трубы. Таким образом, в трубе двигателя, в процессе его работы происходит колебание газового столба: в период повышенного давления в камере сгорания газы движутся в сторону выхода, в период пониженного давления — в сторону камеры сгорания. И чем интенсивнее колебания газового столба в рабочей трубе, тем большую тягу развивает двигатель за один цикл.

ПуВРД имеет следующие основные элементы: входной участок а — в, заканчивающийся клапанной решеткой, состоящей из диска 6 и клапанов 7; камеру сгорания 2, участок в — г; реактивное сопло 3, участок г — д, выхлопную трубу 4, участок д — е.
Входной канал головки имеет конфузорный а — б и диффузорный б — в участки. В начале диффузорного участка устанавливается топливная трубка 8 с регулировочной иглой 5.

И снова вернемся к истории. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом как я уже говорил, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1.

Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц.

Кроме беспилотных крылатых ракет, в Германии, так же разрабатывалась пилотируемая версия самолета-снаряда-  Фау-4 (V-4). По задумке инженеров, пилот должен был навести на цель свой одноразовый пепелац, покинуть кабину и спастись, используя парашют. 
 

 Правда, о том, способен ли человек покинуть кабину пилота на скорости 800км/час, да еще имея у себя за головой воздухозаборник двигателя- скромно умалчивалось.

 Изучением и созданием ПуВРД занимались не только в фашисткой Германии. В 1944 году для ознакомления, в СССР Англия поставила покореженые куски Фау-1. Мы, в свою очередь «слепили из того, что было», создав при этом, практически новый двигатель ПуВРД Д-3, ииии…..
…..и водрузили его на Пе-2:

Но не с целью создания первого отечественного реактивного бомбардировщика, а для испытаний самого двигателя, который потом применялся для производства советских крылатых ракет 10-Х:

Но на этом не ограничивается применение пульсирующих двигателей в советской авиации. В 1946 году была реализована идея оборудовать истрибитель ПуВРД-шками:
 

Да. Всё просто. На истрибитель Ла-9, под крыло установили два пульсирующих движка. Конечно на практике все оказалось несколько сложнее: на самолете изменили систему питания топливом, сняли бронеспинку, и две пушки НС-23, усилив конструкцию планера. Прирост скорости составил 70 км/ч. Летчик-испытатель И.М.Дзюба отмечал сильные вибрации и шум при включении ПуВРД. Подвеска ПуВРД ухудшала маневренные и взлетно-посадочные характеристики самолета. Запуск двигателей был ненадежным, резко снижалась продолжительность полета, усложнялась эксплуатация. Проведенные работы принесли пользу лишь при отработке прямоточных двигателей, предназначавшихся для установки на крылатые ракеты.  
Конечно, в боях эти самолеты участия не принимали, но они достаточно активно использовались на воздушных парадах, где неизменно своим грохотом производили сильное впечатление на публику. По свидетельству очевидцев в разных парадах участвовало от трех до девяти машин с ПуВРД.
Кульминацией испытаний ПуВРД стал пролет девяти Ла-9РД летом 1947 г. на воздушном параде в Тушино. Пилотировали самолеты летчики-испытатели ГК НИИ ВВС В. И.Алексеенко. А.Г.Кубышкин. Л.М.Кувшинов, А.П.Манучаров. В.Г.Масич. Г.А.Седов, П.М.Стефановский, А.Г.Терентьев и В.П.Трофимов.

Надо сказать о том, что американцы, тоже, не отставали в этом направлении. Они прекрасно понимали, что реактивная авиация, даже находясь на стадии младеньчества, уже превосходит свои поршневые аналоги. Но поршевых самолетов- очень много. Куда их девать?!…. И в 1946 году под крылья одного из самых совершенных истребителей своего времени, Мустанг P-51D, подвесили два двигателя Ford PJ-31-1.

Однако, результат оказался, прямо скажем,- не очень. С включенными ПуВРД скорость самолета заметно увеличивалась, но топливо они поглащали- о-го-го, так что долго летать с хорошей скоростью не получалось, и в выключенном состоянии реактивные моторы превращали истребитель небеный тихоход. Промучившись целый год американцы, все-таки, пришли к выводу, что получить задешево истребитель, способный хотя бы как-то конкурировать с новомодными реактивными не получится.

В итоге про ПуВРД забыли…..
Но не на долго! Этот тип двигателей хорошо проявил себя в качестве авиамодельного! А почему бы нет?! Дешевый в производстве и обслуживании, имеет простое устройство и минимум настроек, не требует дорогостоящего горючего, да и вообще- его и покупать не обязательно- можно и самостоятельно построить, имея минимум ресурсов.

Это самый маленький ПуВРД в мире. Создан в 1952 г.

Ну согласитесь, кто не мечтал о реактвном самолете с хомячком пилотом и ракетами?!))))
Теперь ваша мечта стала реальостью! Да и не  обязательно покупать двигаль- его можно построить:

 
P.S. данная статья основана на материалах, опубликованных в сети Интернет…
The end. 

Адаптируемая газовая турбина | American Scientist

Эта статья из выпуска

июль-август 2013 г.

Том 101, номер 4

Стр. 264

Турбины существуют уже давно — ранними примерами являются ветряные мельницы и водяные колеса. Название происходит от латинского

турбо,

означает вихрь, и, таким образом, определяющим свойством турбины является то, что жидкость или газ вращают лопасти ротора, прикрепленного к валу, который может выполнять полезную работу. Однако турбины, работающие на углеводородном топливе, являются одними из самых молодых устройств преобразования энергии: их первое использование либо для выработки электроэнергии, либо для обеспечения полета реактивных самолетов имело место в 1939. Благодаря усилиям многих тысяч инженеров за прошедшие примерно 70 лет такие газовые турбины стали доминировать в авиационных двигателях и, благодаря их непревзойденному тепловому КПД и низкой стоимости, стали суперзвездами электростанций. Поскольку энергетика является главной заботой современного общества, технология газовых турбин продолжает оставаться инновационной.

Большая часть моих усилий как инженера-механика, как в промышленности, так и в научных кругах, основывалась на первом законе термодинамики (изложенном в принципе сохранения энергии): энергия не создается и не уничтожается, но может изменяться в форме. «Измененная по форме» часть закона — это то, что делают многие инженеры-механики, исследуя и разрабатывая устройства преобразования энергии. Примером такого преобразования является преобразование тепла (скажем, от сгорания углеводородного топлива) в движущую силу (например, в реактивном самолете) или электричество. Устройства, выполняющие это преобразование, называются

первичные движители.

Реактивный двигатель ( сверху ) и наземная газовая турбина ( снизу ) работают одинаково, но с разными конечными продуктами. В обоих случаях воздух всасывается и сжимается, затем добавляется топливо и сжигается для нагревания воздуха. Затем нагретый воздух вращает роторы турбины. В реактивном двигателе горячий выхлоп выбрасывается через более узкое сопло для создания тяги. В наземной газовой турбине
вращающиеся роторы вращают вал силовой турбины для выработки электроэнергии. Горячий выхлоп можно использовать дополнительно для выработки тепла или электроэнергии для повышения эффективности.

Иллюстрация Тома Данна.

Право на рекламу

Основные современные первичные двигатели преобразуют тепло, выделяемое в результате ядерных или химических реакций, в полезные формы энергии. Газовая турбина, совместно изобретенная Гансом фон Охайном, Франком Уиттлом и инженерами швейцарской фирмы Brown, Boveri & Cie, пришла на смену паровой машине, реализованной в 1769 году Томасом Ньюкоменом и Джеймсом Уаттом; двигатель с искровым зажиганием Николауса Отто 1876 года; двигатель с воспламенением от сжатия Рудольфа Дизеля 1884 г. и паровая турбина Чарльза Парсонса 189 г.7.

Название

газовая турбина

несколько вводит в заблуждение, поскольку подразумевает простую турбину, использующую газ в качестве рабочего тела. На самом деле газовая турбина имеет

компрессор

втягивать и сжимать газ (обычно воздух),

камера сгорания

(или горелка) для добавления горючего топлива (обычно углеводородной жидкости или газа) для нагрева сжатого газа, и

турбина

(или детандер) для извлечения мощности из потока горячего газа при его вращении лопаток турбины.

Поскольку происхождение газовой турбины связано как с электроэнергетикой, так и с авиацией, существует множество других названий газовой турбины. Для наземных и морских применений

газовая турбина

прозвище является наиболее распространенным, но его также называют

турбина внутреннего сгорания , а

турбовальный двигатель

а иногда и

газотурбинный двигатель . Для авиационных применений его обычно называют

реактивный двигатель и различные другие названия (в зависимости от конкретной авиационной конфигурации или приложения), такие как

реактивный газотурбинный двигатель, ТРД, ТРДД, фанджет

а также

турбовинтовой

или же

пропеллер

(если он используется для привода гребного винта). Компрессорно-камерно-турбинная часть газовой турбины обычно называется

газогенератор.

В газовой турбине самолета вся мощность турбины используется для привода компрессора (который также может иметь соответствующий вентилятор или пропеллер). Поток газа, выходящий из турбины, затем ускоряется в атмосферу через выхлопное сопло, чтобы обеспечить

толкать

или же

мощность движителя.

Мощность тяги газотурбинного или реактивного двигателя равна увеличению импульса массового потока от входа в двигатель до выхода, умноженному на скорость полета. Фактическая сила тяги, создаваемая в двигателе (и тянущая самолет вперед), представляет собой сумму всех осевых составляющих сил давления на внутренние поверхности двигателя, подвергающиеся воздействию потока газового тракта.

Реактивный двигатель может быть достаточно маленьким, чтобы его можно было держать в руке, и создавать тягу в несколько фунтов (1 фунт тяги эквивалентен 4,45 ньютона силы) для использования в моделях самолетов или военных дронов. (Отставной швейцарский пилот Ив Росси по прозвищу «Джетмен» прикрепил четыре таких небольших реактивных двигателя, каждый из которых создавал 50 фунтов тяги или около 223 ньютонов, к заднему крылу и перелетел через Ла-Манш в 2008 году и над Гранд-Каньоном. в 2011 г.) На современных коммерческих реактивных самолетах газовые турбины обычно имеют тягу в диапазоне 30 000 фунтов (или 136 000 ньютонов), причем самая большая в настоящее время составляет около 100 000 фунтов тяги (445 000 ньютонов) на дальнемагистральных самолетах Boeing 777.

На изображении турбовентиляторного реактивного двигателя с редуктором в разрезе показаны ( слева направо ) вентилятор и корпус вентилятора, редуктор, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, кольцевая камера сгорания, турбина высокого давления и низкое -турбина давления. Диаметр вентилятора варьируется от 56 до 81 мм.
дюймов, в зависимости от уровня тяги, которую производит модель двигателя, которая колеблется от 15 000 до 30 000 фунтов тяги.

Изображение предоставлено Pratt & Whitney.

Реактивный двигатель, показанный на рисунке выше, представляет собой турбовентиляторный двигатель с вентилятором большего диаметра, установленным на компрессоре. Тяга создается воздухом, проходящим только через вентилятор (так называемый перепускной воздух) и через сам газогенератор. Комбинация механизмов значительно повышает топливную экономичность двигателя. Имея большую лобовую площадь для втягивания большей массы воздуха (с той разницей, что конфигурация создает более высокие силы аэродинамического сопротивления при крейсерских скоростях полета), турбовентиляторный двигатель создает пиковую тягу на взлетных скоростях. Поэтому он наиболее подходит для коммерческих самолетов, которым требуется большая часть подъемной силы, чтобы оторваться от земли, а не маневрировать в воздухе. Напротив, турбореактивный


не имеет вентилятора и создает всю свою тягу за счет воздуха, проходящего через газогенератор. Турбореактивные двигатели имеют меньшую лобовую площадь (и, следовательно, меньшее сопротивление при высоких скоростях полета) и генерируют пиковую тягу на высоких скоростях, что делает их наиболее подходящими для истребителей, которые движутся с гораздо более высокими скоростями, чем коммерческие самолеты.

В неавиационных газовых турбинах только часть мощности турбины используется для привода компрессора. Остаток используется как выход

мощность на валу

для включения устройства преобразования энергии, такого как электрический генератор, или для сжатия природного газа в трубопроводе, чтобы его можно было транспортировать. Мощность вала наземных газовых турбин может быть очень большой (с выходной мощностью до 375 мегаватт, что достаточно для питания около 300 000 домов). Единица, показанная на рисунке справа, называется

промышленный

или же

Рамка

машина. Он рассчитан на прочность и долгий срок службы, поэтому вес не является важным фактором, как в случае с реактивным двигателем. Обычно машины с рамой проектируются консервативно, но в них используются технические достижения в разработке реактивных двигателей, когда это имеет смысл.

Газовая турбина мощностью 375 МВт является сердцем парогазовой электростанции мощностью 578 МВт в Иршинге, Германия. Одна газовая турбина весит 489 тонн. Электростанция с комбинированным циклом достигла термического КПД 60,75 процента, что, вероятно, делает ее самой эффективной тепловой машиной из когда-либо эксплуатировавшихся.

Фотография предоставлена ​​Siemens AG.

Легкие газовые турбины, созданные на основе реактивных двигателей и используемые для неавиационных целей, называются

авиационные газовые турбины.

Авиапроизводные используются для привода компрессоров трубопроводов природного газа, силовых кораблей и производства электроэнергии. Они используются, в частности, для обеспечения пиковой и промежуточной мощности для электроэнергетических компаний, поскольку они могут быстро запускаться. Пиковая мощность дополняет обычную мощность коммунального предприятия в периоды повышенного спроса, например, для летнего кондиционирования воздуха в крупных городах.

Газовая турбина имеет некоторые конструктивные преимущества перед другими энергосистемами. Он способен производить большое количество полезной энергии при относительно небольших размерах и весе. Поскольку движение всех его основных компонентов включает чистое вращение (например, нет возвратно-поступательного движения, как в поршневом двигателе), его механический срок службы велик, а соответствующие затраты на техническое обслуживание относительно низки. Однако на ранних этапах разработки обманчивая простота газовой турбины вызывала проблемы, пока не были лучше поняты аспекты ее гидромеханики, теплопередачи и сгорания. По словам Эдварда Тейлора, первого директора Лаборатории газовых турбин Массачусетского технологического института, ранние конструкции компрессоров газовых турбин рухнули на скалу, и скала застопорилась.

Ларек

Это внезапная блокировка и даже реверсирование потока двигателя, вызванное тем, что жидкость отделяется от поверхностей аэродинамического профиля компрессора вместо того, чтобы течь равномерно по ним. Тейлор перефразировал слова П. Т. Барнума, чтобы описать два вида заклинивания: вы можете управлять компрессором так, чтобы он останавливал все лопасти некоторое время (так называемый помпаж) или некоторые из лопастей все время (так называемый вращающийся останов). Потребовалось много ранних исследований и разработок, чтобы избежать таких условий срыва.

Хотя газовая турбина должна запускаться с помощью какого-либо внешнего средства (небольшой внешний двигатель или другой источник, например, другая газовая турбина), ее можно довести до условий полной нагрузки (пиковой мощности) за считанные минуты, в отличие от паротурбинной установки. время запуска которого измеряется в часах.

Газовые турбины также могут использовать различные виды топлива. Природный газ обычно используется в наземных газовых турбинах, тогда как легкие дистиллятные (или керосиноподобные) масла используются в реактивных двигателях самолетов и морских газовых турбинах. Также можно использовать дизельное топливо или специально обработанные остаточные масла (например, биодизель), а также горючие газы (например, метан), получаемые из доменных печей, нефтеперерабатывающих заводов, свалок, сточных вод и газификации твердого топлива, такого как уголь, древесная щепа и багасса. (измельченные стебли сахарного тростника или сорго). Некоторые недавние работы в Южной Африке над типом атомной электростанции, называемой

реактор с галечным слоем

(в котором используются графитовые сферы размером с теннисный мяч, залитые расщепляющимся материалом) обеспечил газообразный гелий для питания типа турбины, которая имеет

замкнутый цикл,

это означает, что он использует газ, предварительно нагретый внешним источником, который рециркулирует через систему.)

Дополнительным преимуществом газовых турбин является то, что обычным рабочим телом является атмосферный воздух, и машина не требует жидкостного охлаждения, что является важным фактором во многих частях мира, где не хватает охлаждающей воды.

В первые дни своего развития одним из основных недостатков газовой турбины был ее более низкий КПД (следовательно, более высокий расход топлива) по сравнению с другими двигателями и паротурбинными электростанциями. Однако за последние 70 лет непрерывное инженерное развитие привело к повышению теплового КПД (18 процентов для газовой турбины Brown Boveri 1939 года) до нынешнего уровня около 45 процентов для работы в простом цикле. Эффективность может достигать более 60 процентов для

парогазовый

операции, в которых выхлопные газы используются дополнительно.

Сейчас трудно вспомнить, когда авиационная газовая турбина — реактивный двигатель — не была частью полета самолета. До реактивных двигателей производитель авиационных поршневых двигателей мог рассчитывать на продажу запасных частей в 20–30 раз выше первоначальной стоимости двигателей. С появлением реактивного двигателя эта цифра на вторичном рынке упала в три-пять раз по сравнению с первоначальной стоимостью (важное снижение, которое сделало авиаперевозки доступными и надежными, а авиакомпании прибыльными, хотя производителям двигателей пришлось изменить свои бизнес-модели). В последние годы технологии и требования рынка привели к тому, что компоненты двигателя стали служить еще дольше, что привело к снижению показателей рынка послепродажного обслуживания до все более низкого уровня.

Хорошо управляемая авиакомпания будет стараться держать реактивный самолет в воздухе до 18 часов в день, 365 дней в году. При хорошем обслуживании авиакомпания ожидает, что двигатели останутся в эксплуатации и на крыле в течение от 15 000 до 30 000 часов работы, в зависимости от количества взлетов и посадок, совершенных самолетом. По истечении этого периода реактивный двигатель будет снят и отремонтирован, как правило, с заменой деталей, подвергающихся нагреву, таких как камера сгорания и турбина. (В настоящее время скорость остановки реактивного двигателя в полете составляет менее 1 случая на 100 000 летных часов. Другими словами, в среднем двигатель выходит из строя в полете раз в 30 лет.)

Авиационные реактивные двигатели составляют около 25 процентов стоимости самолета. В 2011 году мировой рынок авиационных газотурбинных установок составил 32 миллиарда долларов, из которых 27 миллиардов долларов пришлось на коммерческие самолеты, а остальные — на военные. В настоящее время в мировом авиатранспортном парке насчитывается около 19 400 самолетов. Оба крупных производителя самолетов, Boeing в США и Airbus в Европе, прогнозируют, что к 2030 году в мировом парке будет 34 000 самолетов.

Этот многообещающий рынок стимулирует разработку реактивных двигателей для коммерческих авиакомпаний с упором на экономию топлива. В настоящее время от 40 до 60 процентов операционных расходов авиакомпаний составляют расходы на реактивное топливо. Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney, показанный на втором рисунке, в настоящее время разрабатывается для новых узкофюзеляжных самолетов вместимостью от 90 до 200 пассажиров. Этот двигатель имеет систему зубчатой ​​передачи, установленную на ступице, которая приводит в движение передний вентилятор на более низких скоростях, что позволяет снизить расход топлива на 16 процентов и значительно снизить шум двигателя. Позже технология вентилятора с редуктором может быть применена к двигателям большей тяги для более крупных самолетов.

Хотя военные реактивные двигатели составляют меньший сегмент рынка газотурбинных двигателей, разработанные там технологии исторически приносили пользу коммерческой авиации. Новый американский двигатель F135 Joint Strike Fighter с тягой 40 000 фунтов является тому примером. Он оснащен тремя вариантами самолетов: истребителем ВВС, который взлетает обычным образом, палубным реактивным самолетом ВМС и самолетом с укороченным взлетом и вертикальной посадкой для морской пехоты.

Температура в двигателе Joint Strike Fighter достигает 3600 градусов по Фаренгейту (1,982 градуса Цельсия). Как аэродинамические поверхности турбин из кобальт-никелевого сплава выдерживают такие условия эксплуатации? Лопасти и лопасти охлаждаются примерно до восьми-девятых десятых температуры плавления их сплава (от 2200 до 2600 градусов по Фаренгейту). Каждый аэродинамический профиль высокотемпературной турбины изготовлен из сложной отливки для размещения сложных внутренних каналов и узоров отверстий на поверхности, необходимых для направления и направления охлаждающего воздуха (отбираемого из компрессора) внутри и над его внешними поверхностями. Ошибка в расположении отверстия или соотношении давлений охлаждающего воздуха может привести к вдыханию газового тракта аэродинамического профиля, а не к охлаждающему выдоху, что при таких высоких температурах было бы катастрофическим. Конструкция системы охлаждения основана на 30-летнем опыте исследований и однозначно продвигает современные характеристики и надежность турбины.

За последние 30 лет достижения в области неавиационных технологий почти удвоили тепловую эффективность новых газотурбинных электростанций. В 2011 году мировой рынок неавиационных газовых турбин составил 16 миллиардов долларов, большая часть из которых приходится на новые электростанции. Современные газотурбинные электростанции с комбинированным циклом производят электроэнергию на уровне до половины гигаватт, а тепловой КПД сейчас превышает 60-процентную отметку — почти в два раза больше, чем я узнал, будучи студентом бакалавриата по машиностроению.

Газотурбинная электростанция с комбинированным циклом использует выхлопные газы газовой турбины, обычно при температуре около 1000 градусов по Фаренгейту, и использует их для производства пара, который подается в паровую турбину. Отработанный пар из паровой турбины подается в конденсатор, чтобы вода могла рекуперироваться и рециркулировать в системе. И газовая турбина, и паровая турбина производят электроэнергию, увеличивая общую эффективность преобразования топлива в энергию для комбинированной установки примерно до 58 процентов.

Иллюстрация Тома Данна.

Газотурбинная электростанция с комбинированным циклом использует газовую турбину (обычно работающую на природном газе) для привода электрического генератора. Затем горячий выхлоп используется для производства пара в теплообменнике (называемом

парогенератор с рекуперацией тепла)

поставить паровую турбину, полезная работа которой обеспечивает средства для производства большего количества электроэнергии. (Если вместо этого пар используется для обогрева зданий, установка будет называться

когенерационная установка. ) Хорошее значение КПД для современных газовых турбин составляет 40 процентов, тогда как паровая турбина в типичных условиях комбинированного цикла составляет около 30 процентов. Используя первый закон термодинамики и определение теплового КПД, общий КПД этих двух устройств составляет около 58 процентов, что больше, чем у любого из отдельных устройств по отдельности.

Сердцем парогазовой установки (или, точнее, комбинированной электростанции, поскольку термодинамические циклы не комбинируются) является газовая турбина с температурой выхлопных газов, обычно около 1000 градусов по Фаренгейту (или 538 градусов по Цельсию). достаточно для производства пара для питания паровой турбины. Газовая турбина Siemens мощностью 375 МВт, показанная на третьем рисунке, является центром новой парогазовой установки мощностью 578 МВт в Иршинге, Германия. 19 маяВ 2011 году компания Siemens объявила, что достигла термического КПД в 60,75%, что, вероятно, делает его самым эффективным тепловым двигателем из когда-либо использовавшихся.

«Я продаю здесь, сэр, то, что желает иметь весь мир — ВЛАСТЬ». Это были слова раннего британского промышленника Мэтью Бултона Джеймсу Босуэллу, процитированные в книге Босуэлла 1791 года.

Жизнь Сэмюэля Джонсона . Бултон и его партнер, шотландский инженер Джеймс Уатт, изготовили первые паровые двигатели. Их фирма давно обанкротилась, но потребность мира во власти многократно возросла с тех пор, как Боултон встретил Босуэлла.

Такая растущая потребность в энергии удовлетворяется газовыми турбинами, как в летательных аппаратах, так и в производстве электроэнергии. Можно с уверенностью предсказать, что газовая турбина будет увеличивать свою роль в качестве основного двигателя, поскольку инженеры продолжают улучшать ее характеристики и находить для нее новые применения.

• Бати, WW 1996.
  
  Основы газовых турбин , 2-е издание. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья.
• Коннер, М. 2001.
  
  Ганс фон Охайн: Элегантность в полете . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики.
• Голли, Дж. 1987.
  
  Уиттл: Правдивая история . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство Смитсоновского института.
• • Хорлок, Дж. Х. 1992.
    
    Комбинированные электростанции . Оксфорд, Англия: Pergamon Press.
  • Лэнгстон, Л. С. 2013. Не такие уж и простые машины.
    
    Журнал машиностроения
    
    Январь: 46–51.
  • Лэнгстон, Л. С. 2012. Преодоление барьера.
    
    Журнал машиностроения
    
    Май: 33–37.
  • Лэнгстон, Л. С. 2008. Галька, создающая волны.
    
    Журнал машиностроения
    
    Февраль: 34–38.
  • Лэнгстон, Л. С. 2007. 3600 градусов по Фаренгейту.
    
    Журнал машиностроения
    
    Апрель: 34–37.
  • Лэнгстон, Л. С. 2004. Турбины, газ.
    
    Энциклопедия энергетики, том 6
    
    . Сан-Диего: Эльзевир, стр. 221–230.
  • Тейлор, Э.С. 1970. Эволюция реактивного двигателя.
    
    Космонавтика и аэронавтика
    
    8:64–72.
  • Ван дер Линден, Септимус. Первая в мире промышленная газовая турбина, установленная в Невшателе (1939 г.): международный исторический памятник машиностроения, 2 сентября 1988 г. Нью-Йорк: Американское общество инженеров-механиков.

    http://files.asme.org/ASMEORG/Communities/History/Landmarks/5604.pdf

Реактивный двигатель. Факты для детей

Детская энциклопедия. Факты

Полет на водомете

Реактивный двигатель — это тип воздушно-реактивного газотурбинного двигателя, часто используемый на самолетах. Принцип работы всех реактивных двигателей одинаков. Двигатель всасывает воздух спереди и сжимает его. Затем воздух соединяется с топливом, и двигатель сжигает полученную смесь. Сгорание значительно увеличивает объем газов, которые затем выбрасываются из задней части двигателя.

Процесс подобен четырехтактному циклу, впуску, сжатию, воспламенению и выхлопу, происходящему непрерывно. Двигатель создает тягу из-за ускорения воздуха через него — равная и противоположная сила, создаваемая этим ускорением (третий закон Ньютона), называется тягой.

Реактивный двигатель потребляет относительно небольшую массу воздуха и значительно ускоряет его, в то время как пропеллер потребляет большую массу воздуха и ускоряет ее незначительно. КПД процесса, как и любой тепловой машины, определяется отношением объема сжатого воздуха к объему выхлопа.

Преимуществом реактивного двигателя является его эффективность на больших скоростях (особенно сверхзвуковых) и на больших высотах. На более медленных самолетах чаще встречается пропеллер (приводимый в действие газовой турбиной), широко известный как турбовинтовой. Очень маленькие самолеты обычно используют обычные поршневые двигатели для привода воздушного винта.

Использование

Турбореактивный реактивный двигатель JT9D, установленный на самолете Boeing 747

Реактивные двигатели используются для реактивных самолетов, крылатых ракет и беспилотных летательных аппаратов. В виде ракетных двигателей они питают фейерверки, моделируют ракеты, космические полеты и военные ракеты.

Реактивные двигатели приводили в движение высокоскоростные автомобили, в частности, дрэг-рейсеры, причем рекорд всех времен принадлежит ракетным автомобилям. Автомобиль с турбовентиляторным двигателем ThrustSSC в настоящее время является рекордсменом по наземной скорости.

Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для неавиационного применения, например, для промышленных газовых турбин или морских силовых установок. Они используются в производстве электроэнергии, для питания водяных, газовых или масляных насосов, а также для приведения в движение кораблей и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут создавать до 50 000 лошадиных сил на валу.

Реактивные двигатели также иногда разрабатываются или разделяют определенные компоненты, такие как сердечники двигателей, с турбовальными и турбовинтовыми двигателями, которые представляют собой формы газотурбинных двигателей, которые обычно используются для приведения в действие вертолетов и некоторых винтовых самолетов.

Типы

Существует большое количество различных типов реактивных двигателей, все из которых обеспечивают поступательную тягу по принципу реактивного движения .

Базовый дизайн

Реактивный газотурбинный двигатель

ТРД

Тип	короткое_описание	преимущества	недостатки
Турбореактивный двигатель	родовой термин для обычного сорта	простота конструкции	многое упускает улучшения
ПВРД	Впускной воздух сжат полностью по скорости набегающего воздуха вместо лопаток компрессора	нет или очень мало движущихся частей	недостаточно протестирован или популяризирован; может не работать
ГПВРД	Воздух на впуске сжат, но не замедлился до скорости ниже сверхзвуковой; впуск, сгорание и выпуск происходят в одной суженной трубе	может работать на очень высокой скорости номера	очень сложно смоделировать, проектирование, сборка, испытания.
Турбовинтовой	используется только как Силовая установка для привода карданного вала.	высокая эффективность	ограниченная максимальная скорость; немного шумно
Винтовые вентиляторы	приводит в движение воздушный винт; как турбовинтовой, но без воздуховодов.	несколько преимуществ	довольно шумный, больше не используется
Импульсный реактивный двигатель	Воздух входит в трубку, передняя часть трубки закрыта, топливо в воздухе воспламеняется, выхлопные отверстия выходят с другого конца трубки.	Очень, очень простой дизайн; обычно используется на моделях самолетов	шумные, неэффективные детали, подверженные механической усталости.
Импульсный детонационный двигатель	Аналогичен пульсирующему двигателю, но сгорание происходит в виде детонации, а не дефлаграции; могут или не могут нуждаться в клапанах.	Максимальный теоретический КПД двигателя	Чрезвычайно шумный; детали, подверженные сильной механической усталости; трудно начать детонацию.
Турбокомпрессор	Дополнительный окислитель, такой как кислород, добавляется в воздушный поток для увеличения максимальной высоты.	Очень близко к существующим конструкциям; работает на очень большой высоте; широкий диапазон высот и скоростей полета	Воздушная скорость ограничена тем же диапазоном, что и турбореактивный двигатель; Ношение окислителя, такого как жидкий O2, может быть опасным.

Картинки для детей

• ВВС США F-15E Strike Eagles

• Реактивный двигатель во время взлета с видимым горячим выхлопом (Germanwings Airbus A319)

• Двигатель Whittle W.2/700 летал на Gloster E.28/39, первом британском самолете с турбореактивным двигателем, и на Gloster Meteor

• Heinkel He 178, первый в мире самолет, летающий исключительно на турбореактивном двигателе

• Двигатель Junkers Jumo 004 в разрезе

• Глостер Метеор F. 3с. Gloster Meteor был первым британским реактивным истребителем и единственным реактивным самолетом союзников, участвовавшим в боевых действиях во время Второй мировой войны.

• Схема струйного насоса.

• Зависимость КПД (η) от отношения скорости корабля к скорости истечения (v/ve) для воздушно-реактивных и ракетных двигателей.

• Зависимость удельного импульса от скорости для различных типов реактивных струй на керосине (для водорода Isp будет примерно в два раза выше). Хотя эффективность резко падает со скоростью, преодолеваются большие расстояния. Эффективность на единицу расстояния (на км или милю) примерно не зависит от скорости реактивных двигателей как группы; однако планеры становятся неэффективными на сверхзвуковых скоростях.

• Сравнение тяговой эффективности для различных конфигураций газотурбинных двигателей

• Airbus A340-300 Электронный централизованный монитор самолета (ECAM) Дисплей

Все содержимое статей энциклопедии Kiddle (включая изображения статей и факты) можно свободно использовать по лицензии Attribution-ShareAlike, если не указано иное. Процитируйте эту статью:

Реактивный двигатель. Факты для детей. Энциклопедия Киддла.

Ведущие производители и поставщики самолетов и реактивных двигателей в США

Это полное руководство для производителей реактивных двигателей. В мире, который становится все более глобально связанным, авиационные двигатели являются важным компонентом транспортных приложений, включая коммерческую, военную, бизнес-авиацию и авиацию общего назначения. В то время как некоторые производители авиационных двигателей и компании предпочитают сосредоточиться на производстве одного или двух двигателей, другие имеют большой портфель двигателей для различных целей, а третьи изготавливают двигатели на заказ или специализируются на двигателях для заполнения конкретной ниши.

Чтобы помочь вам в поиске источников и понимании рынка авиационных двигателей, мы составили списки ведущих поставщиков авиационных двигателей в таблицах ниже. В первой таблице представлены основные поставщики авиационных двигателей, работающие в США, представляющие как крупные, так и мелкие компании. Во второй таблице представлены ведущие производители двигателей для коммерческих самолетов на рынке Северной Америки, упорядоченные по доле рынка.

Краткий обзор:

• 10 ведущих поставщиков авиационных двигателей в США, упорядоченных по размеру компании
• Топ-5 производителей двигателей для коммерческих самолетов по доле рынка в Северной Америке

Производители и поставщики двигателей в США по размеру компании

Размер компании может быть важным показателем ее успеха, ее подхода к клиентам, а также ее способности предлагать необходимые типы продуктов и услуг. Ниже приведен список десяти ведущих поставщиков авиационных двигателей из США, отсортированный по размеру компании и количеству сотрудников. Компании варьируются от производителей на заказ и механических мастерских до производителей и дистрибьюторов чулок. Прочерки указывают, где данные были недоступны. Годовой объем продаж исчисляется миллионами долларов США.

Таблица 1: Поставщики авиационных двигателей в США, заказанные по размеру компании

	Компания	Местоположение	Размер компании (количество сотрудников)*	Годовой объем продаж (в миллионах)
1	GE Aviation Systems	Вандалия, Огайо,	40 000	27 000 долл. США**
2	Энергетические системы Safran	Твинсбург, Огайо,	14 000	20 000 долларов***
3	Лайкоминг Двигатели	Уильямспорт, Пенсильвания	500-999	—
4	Металлические изделия J&N	Бразилия, IN	10-49	$5-9,9
5	Инженерная корпорация D-Star	Шелтон, Коннектикут	10-49	—
6	БФ Аэроспейс	Санрайз, Флорида	1-9	$1-4,9
7	Рекреационная энергетика	Тиффин, Огайо,	1-9	$1-4,9
8	Снабжение авиации Локвуда	Себринг, Флорида	1-9	<$1
9	Поддержка полета на холме	Ван Найс, Калифорния	1-9	<$1
10	Электрические летные системы	Либерти-Лейк, Вашингтон,	1-9	—

Примечания:

*Размер компании указан в профиле поставщика на сайте Thomasnet. com

** На основе данных, представленных на веб-сайте GE

*** На основе данных, представленных на веб-сайте Safran

Компании по производству двигателей в США — Резюме

GE Aviation Systems из Вандалии, штат Огайо, возглавляет список с 40 000 сотрудников. Компания производит коммерческие, военные и коммерческие двигатели и компоненты, а также авионику, электроэнергию и механические системы для самолетов.

Safran Power Systems предлагает двигатели для гражданских, военных и ракетных самолетов, а также системы посадки, торможения и электропроводки. Штаб-квартира находится в Твинсбурге, штат Огайо.

Компания Lycoming Engines в Уильямспорте, штат Пенсильвания, производит поршневые двигатели для авиации общего назначения, а также продает восстановленные и отремонтированные двигатели и детали.

J & N Metal Products занимается изготовлением на заказ аэрокосмических изделий и узлов от проектирования до производства, включая авиационные двигатели. Он расположен в Бразилии, штат Индиана.

В Шелтоне, Коннектикут, D-Star Engineering Corporation производит заказные аэрокосмические продукты, включая поршневые и газотурбинные двигатели. Он также предлагает другие силовые и силовые установки для воздушных и наземных транспортных средств.

BF Aerospace предлагает силовые установки и двигатели, а также другие аэрокосмические системы и детали. Также предлагает услуги ТОиР. Компания базируется в Санрайзе, штат Флорида.

Рекреационная энергетика в Тиффине, штат Огайо, продает легкие авиационные двигатели для спортивной и экспериментальной авиации. Он также предлагает гребные винты и приборы для двигателей.

Базируется в Себринге, Флорида, Lockwood Aviation Supply предлагает двух- и четырехтактные авиационные двигатели, другие авиационные системы, запчасти и аксессуары, а также услуги по ремонту и обучению.

Компания Hill Flight Support из Ван-Найса, Калифорния, поставляет двигатели, системы, узлы и компоненты для F5 и старых самолетов.

Ведущие производители двигателей для коммерческих самолетов по доле рынка

Вот список 5 ведущих производителей двигателей для коммерческих самолетов, которые в 2017 году занимали большую часть рынка коммерческой авиации Северной Америки. В дополнение к количеству двигателей, которые они произвели в Северной Америке и во всем мире, в таблице также показано домашнее страны и основные производители планеров, которым они поставляли двигатели. Стоит отметить, что эти компании также составляют львиную долю мирового коммерческого рынка.

Таблица 2. Ведущие производители двигателей для коммерческих самолетов в соответствии с долей рынка в Северной Америке*

Штаб-квартира

году.

Примечания:

*Данные для таблицы 2 из отчета FlightGlobal о коммерческих двигателях за 2017 г.

** Представляет баланс других небольших поставщиков авиационных двигателей

Ведущие производители реактивных двигателей — Резюме компаний

CFM International , с самой большой долей рынка как в Северной Америке, так и во всем мире, поставляет реактивные двигатели для коммерческих самолетов. Он предлагает двигатели моделей Leap и CFM56, а также устаревшие двигатели. Он базируется в Цинциннати, штат Огайо.

Компания GE Aviation , также расположенная в Цинциннати, штат Огайо и фигурирующая в Таблице 1 и Таблице 2, предлагает широкий выбор двигателей для коммерческой, военной, служебной и гражданской авиации. Он также поставляет авионику, силовые и структурные системы.

Pratt & Whitney обслуживает самые разные компании в списке. Компания базируется в Ист-Хартфорде, штат Коннектикут, и предлагает коммерческие двигатели для военной, деловой, региональной и общей авиации, а также вертолетные двигатели и вспомогательные силовые установки.

Rolls-Royce со штаб-квартирой в Лондоне, Англия, предлагает коммерческие, деловые, боевые, транспортные, патрульные, тактические, роторные и вертолетные двигатели. Он также предлагает морские и ядерные силовые установки.

И, наконец, в списке International Aero Engines производит коммерческие реактивные двигатели, ориентируясь в основном на двигатель V2500. Он базируется в Ист-Хартфорде, штат Коннектикут.

Производители/поставщики авиационных двигателей — выводы

Мы представили информацию о крупнейших поставщиках авиационных двигателей в двух формах: те, которые действуют как более мелкие поставщики двигателей, работающие в США, и основные поставщики двигателей для коммерческих самолетов с данными о количестве двигателей, произведенных как внутри страны, так и во всем мире. Мы надеемся, что эта информация была полезна для понимания рынка авиационных двигателей.

Для получения более подробной информации об этих и других поставщиках авиационных двигателей посетите веб-сайт Thomas Supplier Discovery Platform, на котором представлен выбор из более чем 80 поставщиков авиационных двигателей и запасных частей, а также более 2000 поставщиков авиационных принадлежностей, запасных частей и расходных материалов.

Прочие аэрокосмические изделия

• Типы клеев для аэрокосмической отрасли — Руководство для покупателей ThomasNet
• Как стать аэрокосмическим инженером
• Аэрокосмическая и авиационная промышленность — в чем разница?
• Ведущие аэрокосмические компании и производители в США
• Кто такой аэрокосмический инженер?
• Лучшие книги по аэрокосмической технике для студентов и инженеров

Другие товары «ведущего поставщика»

• Ведущие электронные компании в США и мировые поставщики электронных компонентов
• Ведущие производители и поставщики аккумуляторных корпусов в США и во всем мире
• Ведущие производители корпусов для электроники в США и за рубежом
• Ведущие инженерные компании США
• Ведущие поставщики услуг по восстановлению окружающей среды
• Лучшие заводы по производству этанола в США
• Ведущие поставщики огнетушителей
• Ведущие поставщики систем противопожарной защиты
• Ведущие поставщики пожарных рукавов
• Ведущие поставщики пожарной сигнализации
• Ведущие поставщики пенополистирола
• Ведущие производители вилочных погрузчиков
• Ведущие грузовые компании США
• Ведущие компании-производители и поставщики стекла в США
• Ведущие поставщики автомобильного стекла
• Ведущие поставщики боросиликатного стекла
• Ведущие поставщики систем глобального позиционирования (GPS)
• Ведущие компании и производители графена в США
• Ведущие поставщики водонагревателей
• Ведущие поставщики оборудования HVAC

Ведущие американские и международные производители печатных платСледующая история »

Больше из Машины, инструменты и расходные материалы

Машины, инструменты и расходные материалы

Машины, инструменты и расходные материалы

Машины, инструменты и расходные материалы

Машины, инструменты и расходные материалы

Машины, инструменты и расходные материалы

Машины, инструменты и расходные материалы

Турбореактивный двигатель с тягой 100 кг | Реактивный двигатель с тягой 100 кг

Турбореактивный двигатель XH-1000N с тягой 100 кг представляет собой небольшой турбореактивный двигатель с низкой стоимостью, высокой удельной тягой и высокой надежностью, разработанный независимой компанией Feihang Power Technology Co. , Ltd. Общая конструкция одноступенчатого центробежного компрессора + короткая кольцевая камера сгорания ниже по потоку + одноступенчатая осевая турбина принята, и форма проста. Принять опорную конструкцию 0-2-0, один упорный шарикоподшипник спереди и сзади распределяет радиальную нагрузку двигателя, а задний подшипник несет осевую нагрузку. Передние и задние подшипники используют эластичную кольцевую структуру для регулировки динамики ротора. Двигатель закреплен в гондоле самолета за переднюю монтажную пластину кожуха и монтажную кромку хвостового сопла. Ротор двигателя имеет внутреннюю конструкцию передачи усилия, и усилие ротора передается на гондолу самолета через гнездо подшипника, диффузор, монтажную пластину и переднюю монтажную секцию. В целом двигатель имеет простую и компактную конструкцию, легкость разборки и сборки, рациональное использование пространства и гарантированные прочностные требования деталей, отвечающие конструктивным требованиям низкой стоимости и высокой тяговооруженности.

Турбореактивный двигатель XH—1000N с тягой 100 кг является продуктом собственной разработки с рядом национальных запатентованных технологий. Автоматическая подача топлива одним ключом, система зажигания стабильна и надежна. Контроль скорости ECU с множественной защитой, передачей данных, программным обеспечением, которое можно обновить, параметры можно настроить для работы в различных рабочих условиях, точное управление скоростью, быстрый отклик дроссельной заслонки, запуск зажигания на большой высоте и многие другие преимущества.

Основные характеристики
Высокая скорость, тяговооруженность, высотное зажигание

Общие технические данные
1. Модель двигателя и категория
Модель двигателя: XH—1000 Н тяга 100 кг ТРД
Категория: Малый ТРД
2. Направление вращения ротора двигателя
Ротор двигателя вращается по часовой стрелке (впускное отверстие двигателя смотрит назад)
3. Габаритный размер двигателя
Максимальный диаметр: 203 мм
Максимальная длина: 501 мм
4. Вес двигателя
Сухой вес двигателя составляет 9,0 кг, а установленный вес двигателя (включая аксессуары) — 10,85 кг.
5. Момент инерции двигателя (центр масс)
Ix=156923кг*мм2, Iy=156963 кг*мм2, Iz=51224 кг*мм2;
Ixy=59кг*мм2, Iyz=117 кг*мм2, Izx=1029 кг*мм2.
6. Тяговооружённость двигателя
Тяговооружённость двигателя 10.
7. Воздушный поток двигателя
В статических условиях стандартной атмосферы двигателя и уровня моря преобразованный поток воздуха на входе составляет 1,8 кг/с.
8. Дедлайн двигателя
Двигатель XH-1000N имеет первый межремонтный ресурс 30 часов, общий технический ресурс 50 часов или 100 пусков, межремонтный интервал 10 часов, срок хранения 10 лет, гарантийный срок 1 год (с даты вскрытия сальника).
9. Запас устойчивости двигателя в максимальном состоянии: 15%.
10. Значение вибрации всего двигателя
Значение вибрации двигателя должно быть не более 8g (основная частота, а часть измерения вибрации расположена в положении внешнего зажима кожуха диффузора двигателя).

Ключевые рабочие характеристики
a) Двигатель в стандартных атмосферных условиях на уровне моря статические технические параметры

№：      Пункт                     
1. Максимальная скорость (об/мин): 65000
2. Максимальная тяга (даН): 100
3. Скорость холостого хода (об/мин): 30000
4. Тяга на холостом ходу (даН): 11
5. Сухая масса двигателя (кг): 9,25
6. Тяговооружённость: 11,89
7. Вес установки (кг): 11,5
8. Установленная тяговооруженность: 9.56
9. Расход воздуха (кг/с): 1,8
10. Максимальная тяга расхода топлива (кг/мин): 2,6
11. Максимальная температура выхлопных газов: 750℃
12. Диапазон рабочих температур: -25℃～+50℃
13. Максимальная стартовая высота (м): 5000
14. Максимальная высота использования (м): 10000
15. Максимальная рабочая М: 0,9
16. Режим запуска: автоматический запуск топлива

б) Разгон двигателя
Двигатель переходит с холостого хода на тележку за 10 с.
в) Замедление двигателя
Двигатель с тележки на холостой ход в течение 15 с.
г) Высотно-скоростные характеристики двигателя
1. Тяговая высота двигателя (H) — частота вращения (мАч) Характеристики
При условии действия закона управления ЭБУ зависимость тяги от высоты полета и скорости полета показана на рисунке.

Рисунок 3 Кривая тяги в зависимости от высоты и скорости

2. Расход топлива двигателя Высота (H)-Скорость (Ma) Характеристики

Рис. 4. Кривая расхода топлива в зависимости от высоты полета и скорости

При условии действия закона управления ЭБУ зависимость расхода топлива от высоты полета и скорости полета показана на рисунке (без учета расхода смазки подшипников). Качество воздуха, отбираемого двигателем, качество воздуха, отбираемого двигателем в топливный бак
д) прочее
1. Скоростные характеристики
Конкретные данные двигателя XH-1000N зависят от заводских данных.
Когда скорость полета и высота постоянны, соотношение между тягой и расходом топлива со скоростью вращения должно обеспечивать стабильную и надежную мощность для полета самолета и удовлетворять требованиям полета самолета в различных состояниях конструкции.
2. Рабочий конверт (только для справки)
Максимальная высота полета: 10000м
Максимальная скорость полета: 1100 км/ч
Минимальная рабочая температура: -25℃
Максимальная рабочая температура: +50℃

АНАЛИЗ: ВВС США готовятся к революции в малых реактивных турбинах | Анализ

Kratos Defense & Security Solutions считает, что за небольшими вещами, в частности, за небольшими реактивными газотурбинными двигателями, открывается большое будущее.

Производитель целевых дронов, который также разрабатывает парк тактических беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), вложил в это убеждение 60 миллионов долларов, когда в феврале 2019 годаон купил контрольный пакет акций компании Florida Turbine Technologies, производителя малых турбовентиляторных и турбореактивных двигателей, которая с тех пор была переименована в Kratos Turbine Technologies приобретение, главный исполнительный директор Kratos Эрик Демарко сказал в то время: «Прогнозируемый рынок передовых турбореактивных и турбовентиляторных двигателей только в нашем классе легко исчисляется многими тысячами в течение следующих пяти лет, учитывая прогнозируемое количество двигателей с увеличенным радиусом действия и недорогих двигателей. будут приобретены крылатые ракеты и беспилотные системы вооружения следующего поколения».

Кратос руководствуется видением ВВС США (ВВС США) по разработке флота недорогих ракет и малозаметных БПЛА, которые могут подавлять, уклоняться или превосходить сложные и далеко идущие китайские и российские системы противовоздушной обороны. Например, такие беспилотники, как XQ-58A Valkyrie, демонстрационный образец верного ведомого, разработанный Исследовательской лабораторией ВВС США (AFRL) и Kratos.

«Мы хотим усложнить им задачу наблюдения и наведения, чтобы мы могли выжить и проникнуть через их средства ПВО», — говорит Томас Карако, директор Проекта противоракетной обороны в Центре стратегических и международных исследований. «Это представляет для них такую ​​сложную проблему, что их система управления и контроля, их датчики и их эффекторы будут перегружены».

Действительно, чтобы усложнить противовоздушную оборону противника, ВВС США хотят широкий выбор тактических БПЛА и крылатых ракет. Это означает, что различные двигатели сочетают в себе большую тягу, лучшую экономию топлива, большую надежность, меньшие потребности в техническом обслуживании и более низкую общую стоимость.

В связи с этим финансирование ВВС США было оказано в нужное время, говорит Джо Бростмейер, старший вице-президент Kratos Turbine Technologies. «Что ограничивает инновации, так это финансирование, а часто и технологии производства и материалов», — говорит он. «Итак, если у вас есть финансирование, у вас есть шанс воспользоваться преимуществами новейших технологий производства и материалов. Это позволяет создавать новые конструкции, которые могут преумножить эффекты этих других вещей».

Средства ВВС США в сочетании с новыми технологиями производства, такими как 3D-печать, позволяют повысить производительность небольших реактивных турбин — в некоторых случаях впервые за десятилетия, говорит он.

В период с 2018 по 2026 финансовый год AFRL планирует инвестировать до 725 миллионов долларов в исследования и разработки реактивных турбин в рамках своей программы Advanced Turbine Technologies for Affordable Mission (ATTAM). Большая часть этих инвестиций предназначена для повышения производительности малых реактивных турбин, сообщает отдел систем турбинных двигателей в Управлении аэрокосмических систем AFRL.

Цели ATTAM амбициозны. Цель состоит в том, чтобы разработать небольшие реактивные двигатели, обеспечивающие 20-кратное увеличение электрической мощности для автономных, недорогих разведывательных и разведывательно-ударных БПЛА. Дополнительное электричество будет питать оружие направленной энергии и оборудование для радиоэлектронной борьбы. Подразделение турбинных двигателей хочет добиться сокращения расхода топлива на 30 % и снижения требований к техническому обслуживанию БПЛА.

Кроме того, дивизии также нужны двигатели с достаточной тягой, чтобы летать с небольшими «одноразовыми ударными» вооружениями, включая крылатые ракеты, со скоростью более 3 Маха против критически важных целей. Другие недорогие двигатели будут питать рои дозвуковых боеприпасов. Еще больше должно иметь большую экономию топлива, что способствовало бы увеличению дальности полета на 60-70%.

Девять компаний получили контракты ATTAM Phase 1, относящиеся к разработке малых газотурбинных двигателей. К ним относятся Boeing, Kratos, GE Aviation, Honeywell, Lockheed Martin, Northrop Grumman, Pratt & Whitney, Rolls-Royce LibertyWorks и Williams International.

РАЗМЕР ИМЕЕТ ЗНАЧЕНИЕ

Неудивительно, что одним из основных ограничений малых реактивных турбин является размер. Не существует жесткого правила, определяющего малую реактивную турбину, хотя обычно двигатели с тягой менее 3000 фунтов (13,3 кН) считаются малыми. Эти двигатели могут иметь диаметр около 300 мм (12 дюймов), длину 1 м (3 фута) и вес менее 9 кг.0 кг (200 фунтов), хотя характеристики различаются.

Небольшие реактивные турбины могут быть чисто турбореактивными или даже турбовентиляторными. Как правило, они не имеют всех наворотов своих более крупных кузенов, которые приводят в действие пилотируемые военные самолеты или коммерческие авиалайнеры, потому что многие инновационные турбины трудно миниатюризировать.

Например, за последние несколько десятилетий более крупные турбины смогли генерировать все больше и больше энергии за счет сжигания топлива при более высоких температурах и использования систем охлаждения для предотвращения плавления лопаток турбин. Такой трубопровод охлаждающей жидкости трудно воспроизвести на реактивных турбинах меньшего размера, хотя подразделение турбинных двигателей AFRL считает, что существуют многообещающие технологии, которые могут позволить работать небольшим реактивным турбинам при более высоких температурах камеры сгорания и турбины.

«Производительность турбореактивного двигателя напрямую связана с массовым расходом и скоростью выпуска выхлопных газов. Массовый расход фиксирован для данного размера (диаметра) двигателя, поэтому мы прилагаем усилия для увеличения скорости выхода выхлопных газов или расширения», — говорится в сообщении Отдела газотурбинных двигателей. «Пределы температуры зависят от материала; поэтому мы обращаем внимание на термобарьерные покрытия, передовую керамику и охлаждение, чтобы увеличить срок службы двигателя при более высоких температурах».

В дополнение к проблемам с температурой, небольшие реактивные турбины также страдают от относительно больших зазоров между лопастями турбины. Этот зазор между концом лопатки турбины и внутренней стенкой двигателя является точкой утечки давления, что означает потерю мощности и эффективности.

«Многое из этого зависит от того, что вы можете сделать с точки зрения производства, когда вы станете меньше. Труднее соблюдать допуски на механическую обработку, допуски на литье или аддитивные допуски», — говорит Бростмейер. «И когда вы не можете выдерживать допуски, вы не можете выдерживать зазоры наконечников на вашем турбинном оборудовании; ваши утечки растут, и это убытки».

ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ

Несмотря на эти проблемы, Kratos видит возможности использования новых технологий, таких как 3D-печать, для улучшения производительности и стоимости малых реактивных турбин. «Добавочные детали быстрее всего внедряются в конструкцию при замене функции, которая исторически требовала сборки множества деталей одной добавочной деталью», — говорит Бростмейер. «Теплообменник является хорошим примером детали с большим количеством внутренних трубопроводов, поэтому считается, что он изготовлен с использованием аддитивного процесса».

Теплообменник может помочь повысить эффективность небольшой реактивной турбины за счет использования тепла выхлопных газов, которое в противном случае тратится впустую, для повышения температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, что повышает эффективность сжигания топлива, говорит Кен Судер, аэрокосмический инженер НАСА. Исследовательский центр Гленна в Кливленде, штат Огайо.

PBS Aerospace, чешский производитель небольших реактивных турбин для дронов-мишеней и БПЛА, заявляет, что также видит перспективы в аддитивном производстве и печатает на 3D-принтере детали турбин из инконеля или алюминия для новых двигателей.

Помимо традиционных показателей производительности, есть и другие области возможного улучшения, в том числе улучшение сохраняемости. Крылатые ракеты и тактические БПЛА могут месяцами или даже годами простаивать в пусковых контейнерах без особого обслуживания.

Компания PBS Aerospace заявляет, что газотурбинные двигатели без масляной смазки легче хранить. «Если операции недолгие, то их можно смазывать только топливом, — говорит менеджер по продажам ТРД Катерина Фисова. «Нет ограничений на положение двигателя. Они могут использовать его даже при вертикальном взлете БПЛА».

Существуют также преимущества в производительности, добавляет Марек Фиала, директор по маркетингу PBS Aerospace. «Если вы можете производить двигатель без масляных систем, вы можете немного сэкономить вес», — говорит он. «Вы можете нести больше топлива».

Kratos говорит, что также рассматривает решения для хранения, хотя и отказывается вдаваться в подробности.

В конечном итоге разработчикам двигателей необходимо создать недорогие варианты. Судер говорит, что это может создать проблемы для производителей, потому что отказ от ненужных инженерных разработок при сохранении высокой надежности одноразовых двигателей — это не то, на что способна промышленность реактивных турбин. «Мне нужно, чтобы эта штука прослужила 20 часов, мне не нужно 10 000 часов жизни», — говорит он. «Инструменты не настолько сложны, чтобы действительно точно предсказать только несколько часов жизни, поэтому мы на самом деле перепроектируем все».

Решение проблемы низкой стоимости имеет решающее значение для реализации идеи ВВС США о массовом оружии, соглашается Кратос. «Вы знаете, без недорогих небольших двигателей этого не произойдет», — говорит Бростмейер.

AGM-86B Круизная ракета с воздухом

USAF

Источник: Flight International

Турбинные двигатели-AviationChief.com

Engines

Engines

Engines

. , управляемый компьютером, с высокой степенью двухконтурности, вентиляторный реактивный двигатель — чудесное творение. Около 1970 он был по-настоящему усовершенствован с появлением General Electric CF-6. Но, если, как и я, вы выросли на меньшем самолете, у вас, возможно, было несколько неудач и пожаров на этом пути. Теперь, когда они стали намного надежнее, мы склонны воспринимать их как должное. Мы можем не до конца осознать, почему двигатель ведет себя так, а не иначе. Время запуска двигателя может быть опасным для жизни, если его не понять. Измерение тяги не так прямолинейно, как вы думаете, и пропорция тяги к углу уровня мощности не является линейной.

• Принципы движения. Возможно, вас учили мантре «каждое действие имеет противодействие» в той или иной летной школе, но что это на самом деле означает? В некоторых школах учат, что огонь в горелке может толкать самолет вперед, и именно отсюда возникает тяга. Это неправильно.
• Сравнение типов реактивных двигателей — при переходе с одного самолета на другой силовая установка может реагировать не так, как вы привыкли. Это помогает узнать, откуда пришли различные типы, чтобы полностью понять, как они работают.
• Время разгона двигателя — при мощности, близкой к холостому ходу, некоторым реактивным двигателям требуется больше времени, чем другим, для создания какой-либо существенной тяги. Те, у кого значительное время раскрутки, могут иметь электронные или механические системы холостого хода.
• Измерение тяги реактивного двигателя. Невозможно измерить тягу реактивного двигателя в полете, поэтому это делается на испытательном стенде для так называемой «статической тяги». Почему? И как это соотносится с реальной тягой? Как различные настройки RPM или EPR связаны друг с другом?
• Угол рычага включения – хороший способ точного управления мощностью двигателя – использовать углы рычага включения вместо постоянной проверки датчиков двигателя. Так называемый метод «ширины ручки» является проверенной частью метода «Контроль-производительность». Но влияние определенного количества движений рычага мощности меняется от одной части диапазона к другой. Почему?

Нужно ли это знать, чтобы управлять реактивным самолетом? Нет. Но знание большего, чем просто «толчок означает быстро, тяга означает медленно», поможет вам работать более эффективно и диагностировать проблемы с вашим двигателем, если это время когда-либо придет.

Принципы движения

• Вы можете обобщить, как работает реактивный двигатель, используя два закона движения Ньютона. Второй закон Ньютона можно записать так:

F = ma

• Сила F, действующая на массу, заставит массу ускоряться в направлении силы. Масса – это воздух, проходящий через реактивный двигатель.
• Третий закон движения Ньютона гласит, что для каждой силы действия существует равная и противоположно направленная сила противодействия. Сила действия — разгоняющаяся назад воздушная смесь, сила реакции — на сам двигатель, разгоняющийся вперед.

Но что это на самом деле означает? Масса, разгоняемая сзади, представляет собой топливно-воздушную смесь. Масса давит на различные компоненты двигателя, которые, в свою очередь, толкают двигатель (и, следовательно, самолет) вперед. На некоторых самолетах, таких как ранний KC-135A, в топливно-воздушную смесь добавляется вода для увеличения разгоняемой массы.

Принципы движения

Типичный вводный текст может заставить вас поверить в то, что тяга исходит отсюда: газ взрывается в кормовой части, толкая камеру сгорания вперед. Но большинство банок с горелками вряд ли являются прочными конструкциями, способными выдержать такую ​​силу. Здесь есть что-то еще. . .

Сравнение типов реактивных двигателей

Осевой двигатель

Двигатель с двумя золотниками

Двигатель байпаса вентилятора

Двигатель вентилятора высокого байпаса

Время запуска двигателя

В конструкции реактивных двигателей существуют две противоположные тенденции, когда речь идет о времени запуска. Полнофункциональное цифровое управление двигателем (FADEC) должно дать вам всю необходимую мощность так быстро, как только двигатель сможет ее выдержать. Но огромный размер современных двигателей затрудняет ускорение с более низких скоростей только из-за центробежной массы вентиляторов и компрессоров. По моему опыту, чем больше двигатель, тем дольше он раскручивается на низких оборотах.
​
Эта тенденция к медленному раскручиванию при более низких оборотах может иметь неблагоприятные последствия для пилота, не готового к этому. Например, в G450, если закрылки установлены на угол менее 22 °, двигатели не перейдут в режим «высоких холостых оборотов», что значительно увеличивает время разгона двигателя.

Измерение тяги реактивного двигателя

Более поздние двигатели используют давление окружающего воздуха вместо давления воздуха на входе, поскольку оно достаточно близко. Многие двигатели не измеряют давление на выходе, потому что температура сокращает срок службы датчиков. Вместо этого эти двигатели выбирают промежуточные ступени давления, такие как кормовая часть компрессора. Таким образом, EPR имеет очень мало общего с коэффициентом сжатия и является не чем иным, как фиктивным числом, предназначенным для того, чтобы дать пилотам представление об относительных уровнях тяги.
​
Независимо от того, как вы измеряете тягу, важно понимать, что метрика, которую вы используете в кабине, не коррелирует один к одному с тягой. . .

Угол рычага включения

Это несоответствие между углом рычага мощности и реальной тягой возникло из-за ограничений механического управления подачей топлива и изначально нелинейной зависимости тяги от оборотов.