Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Содержание

· История

· Общие принципы работы

· Термодинамика ВРД

· Реактивная тяга

· Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

· Дозвуковые прямоточные двигатели

· Сверхзвуковые прямоточные двигатели

· Гиперзвуковой ПВРД

· Ядерный прямоточный двигатель

· Область применения

· Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

· Модификации пульсирующих двигателей

История

История воздушно-реактивных двигателей неразрывно связана с историей авиации. Прогресс в авиации на всём протяжении её существования обеспечивался, главным образом, прогрессом авиационных двигателей, а всё возраставшие требования, предъявляемые авиацией к двигателям, являлись мощным стимулятором развития авиационного двигателестроения.

Первый самолёт, самостоятельно оторвавшийся от Земли («Флайер-1» конструкции братьев Райт США 1903г), был оснащён поршневым двигателем внутреннего сгорания, и на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолётостроении. Но к концу Второй мировой войны требование повышения мощностипоршневых двигателей вошло в неразрешимое противоречие с другими требованиями, предъявляемыми к авиамоторам — компактностью и ограничением массы. Дальнейшее развитие авиации по пути совершенствования поршневого двигателя становилось невозможным, и реальной альтернативой ему явился воздушно-реактивный двигатель, различные варианты которого предлагались ещё в XVIII и XIX вв.

Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу в 1791 году. Первые проекты самолётов с воздушно-реактивным двигателем были созданы в 60-е годы XIX века П. Маффиотти (Испания), Ш. де Луврье (Франция) и Н. А. Телешовым (Россия)^[1]. В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель.^{[источник не указан 1842 дня]}

Первый турбореактивный самолёт Heinkel He 178.

Первым самолётом, поднявшимся в небо с турбореактивным двигателем (ТРД) HeS 3 конструкции фон Охайна, был He 178 (фирма Хейнкель Германия), управляемый лётчиком-испытателем флюг-капитаном Эрихом Варзицем (27 августа 1939 года). Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) все поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч, но при этом был менее экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были бо́льшие скорости взлёта и посадки, чем у поршневых самолётов, из-за чего ему требовалась более длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием.

Впервые в СССР проект реального истребителя с ВРД разработанным А. М. Люлькой, в марте 1943 года предложил начальник ОКБ-301 М. И. Гудков. Самолёт назывался Гу-ВРД. Проект был отвергнут экспертами, главным образом, в связи с неверием в актуальность и преимущества ВРД в сравнении с поршневыми авиадвигателями.

Двигатель Jumo-004 — первый в мире крупносерийный ТРД

С августа 1944 года в Германии началось серийное производство реактивного истребителя-бомбардировщика Мессершмитт Me.262, оборудованного двумя турбореактивными двигателями Jumo-004 производства фирмы Юнкерс. А с ноября 1944 года начал выпускаться ещё и первый реактивный бомбардировщик Arado Ar 234 Blitz с теми же двигателями. Единственным реактивным самолётом союзников по антигитлеровской коалиции, формально принимавшим участие во Второй мировой войне, был «Глостер Метеор» (Великобритания) с ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкции Ф. Уиттла (серийное производство которого началось даже раньше, чем немецких).

В послевоенные годы реактивное двигателестроение открыло новые возможности в авиации: полёты на скоростях, превышающих скорость звука, и создание самолётов с грузоподъёмностью, многократно превышающей грузоподъёмность поршневых самолётов.

Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як-15 (1946 г), разработанный в рекордные сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном КБ В. Я. Климова под обозначением РД-10.

А уже через год прошёл государственные испытания первый, полностью оригинальный, отечественный турбореактивный двигатель ТР-1, разработанный в КБ А. М. Люльки (ныне филиал УМПО).

Первым отечественным реактивным пассажирским авиалайнером был Ту-104 (1955 г), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500 (АМ-3М-500), разработанными в КБ А. А. Микулина.

Запатентованный ещё в 1913 г, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на сверхзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРДдругих типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР(Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).

Leduc 010 первый аппарат, летавший с ПВРД (Музей в Ле Бурже). Первый полёт — 19 ноября 1946

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД.^[5] Далее в течение десяти лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.

Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.

В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина^[7], разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД. В 1957 году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.

Самолёт-снаряд с ПуВРД Фау-1. (Музейный экспонат. Надпись на фюзеляже: «Руками не трогать»)

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) был изобретён в XIX веке шведским изобретателем Мартином Вибергом. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric), кроме того, благодаря простоте и дешевизне, маленькие двигатели этого типа стали очень популярны среди авиамоделистов, и в любительской авиации, и появились коммерческие фирмы, производящие на продажу для этих целей ПуВРД и клапаны к ним (быстроизнашивающаяся запчасть).

Общие принципы работы

Несмотря на многообразие ВРД, существенно отличающихся друг от друга конструкцией, характеристиками и областью применения, можно выделить ряд принципов, общих для всех ВРД и отличающих их от тепловых двигателей других типов.

Термодинамика ВРД

ВРД — тепловой двигатель. Термодинамика процесса превращения тепла в работу для ПВРД и ТРД описывается циклом Брайтона, а для ПуВРД — циклом Хамфри. В обоих случаях полезная работа, за счёт которой формируется реактивная струя, выполняется в ходе адиабатического расширения рабочего тела в сопле до уравнивания его статического давления с забортным, атмосферным. Таким образом, для ВРД обязательно условие: давление рабочего тела перед началом фазы расширения должно превышать атмосферное, и чем больше — тем больше полезная работа термодинамического цикла, и выше КПД двигателя. Но в окружающей среде, из которой забирается рабочее тело, оно находится при атмосферном давлении. Следовательно, чтобы ВРД мог работать, необходимо тем или иным способом повысить давление рабочего тела в двигателе по отношению к атмосферному.

Основные типы ВРД (прямоточный, пульсирующий и турбореактивный) различаются, в первую очередь, техническим способом, которым достигается необходимое повышение давления, и который предопределяет устройство двигателя данного типа.

Важнейшим техническим параметром ВРД любого типа является степень полного повышения давления — отношение давления в камере сгорания двигателя к статическому забортному давлению воздуха. От этого параметра зависит термический КПД воздушно-реактивного двигателя (см. Цикл Брайтона и Цикл Хамфри).

Реактивная тяга

ВРД — реактивный двигатель, развивающий тягу за счёт реактивной струи рабочего тела, истекающего из сопла двигателя. С этой точки зрения ВРД подобен ракетному двигателю (РД), но отличается от последнего тем, что большую часть рабочего тела он забирает из окружающей среды — атмосферы, в том числе и кислород, используемый в ВРД в качестве окислителя. Благодаря этому ВРД обладает преимуществом в сравнении с ракетным двигателем при полётах в атмосфере. Если летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем должен транспортировать как горючее, так и окислитель, масса которого больше массы горючего в 2-8 раз, в зависимости от вида горючего, то аппарат, оснащённый ВРД должен иметь на борту только запас горючего, и при одной и той же массе топлива аппарат с ВРД обладает энергетическим ресурсом в несколько раз большим, чем ракета с РД.

Рабочее тело ВРД на выходе из сопла представляет собой смесь продуктов сгорания горючего с оставшимися после выгорания кислорода фракциями воздуха. Если для полного окисления 1 кг керосина (обычного горючего для ВРД) требуется около 3,4 кг чистого кислорода, то, учитывая, что атмосферный воздух содержит лишь 23 % кислорода по массе, для полного окисления этого горючего требуется 14,8 кг воздуха, и, следовательно, рабочее тело, как минимум, на 94 % своей массы состоит из исходного атмосферного воздуха. На практике в ВРД, как правило, имеет место избыток расхода воздуха (иногда — в несколько раз, по сравнению с минимально необходимым для полного окисления горючего), например, в турбореактивных двигателях массовый расход горючего составляет 1 % — 2 % от расхода воздуха.^[10] Это позволяет при анализе работы ВРД, во многих случаях, без большого ущерба для точности, считать рабочее тело ВРД, как на выходе, так и на входе, одним и тем же веществом — атмосферным воздухом, а расход рабочего тела через любое сечение проточной части двигателя — одинаковым.

Динамику ВРД можно представить следующим образом: рабочее тело, поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Из баланса импульса, получается простое выражение для реактивной тяги ВРД:

{\displaystyle P=G\cdot (c-v)}где {\displaystyle P} — сила тяги, {\displaystyle v} — скорость полёта, {\displaystyle c} — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя), {\displaystyle G} — секундный расход массы рабочего тела через двигатель. Очевидно, ВРД эффективен (создаёт тягу) только в случае, когда скорость истечения рабочего тела из сопла двигателя превышает скорость полёта: {\displaystyle c>v}.

Скорость истечения газа из сопла теплового реактивного двигателя зависит от химического состава рабочего тела, его абсолютной температуры на входе в сопло, и от степени расширения рабочего тела в сопле двигателя (отношения давления на входе в сопло к давлению на его срезе).

Химический состав рабочего тела для всех ВРД можно считать одинаковым, что же касается температуры, и степени расширения, которые достигаются рабочим телом в процессе работы двигателя — имеют место большие различия для разных типов ВРД и разных образцов ВРД одного типа.

С учётом вышесказанного можно сформулировать и главные недостатки ВРД в сравнении с РД:

· ВРД работоспособен только в атмосфере, а РД — в любой среде и в пустоте.

· ВРД эффективен только до некоторой, специфической для данного двигателя, предельной скорости полёта, а тяга РД не зависит от скорости полёта.

· Воздух поступает в ВРД через входное устройство, и в основном режиме его работы ось входного устройства совпадает с вектором скорости полёта. При маневрировании летательного аппарата происходит отклонение оси входного устройства от вектора скорости полёта, и при больших значениях угла атаки и/или угла скольжения условия поступления воздуха в двигатель существенно изменяются, что может привести к срыву его стабильной работы (см. помпаж). Для РД этой проблемы не существует.

· ВРД значительно уступает ракетному двигателю в удельной тяге по весу — отношении тяги двигателя к его весу на Земле. Например, для ТРД АЛ-31ФП этот показатель равен 8.22, а для ЖРД НК-33 — 128. Это означает, что при одной и той же тяге ракетный двигатель в несколько раз (иногда, более чем в десять раз) легче ВРД. Благодаря этому РД успешно конкурируют с ВРД в нише скоростных крылатых ракет относительно небольшого радиуса действия — ЗУР, воздух-воздух, воздух-поверхность, для которых необходимость иметь на борту запас окислителя компенсируется меньшей массой двигателя.

Полётный КПД

Зависимость полётного КПД от отношения {\displaystyle {\frac {c}{v}}}

Для любого моторного летательного аппарата лишь часть механической энергии, выработанной двигателем, расходуется на приведение аппарата в движение, т.е. на его ускорение, преодоление силы лобового сопротивления, а при наборе высоты — гравитации. Остальная часть, являющаяся энергетической потерей, преобразуется в кинетическую энергию остаточного движения реактивной струи относительно условно-неподвижной внешней среды (для ВРД — атмосферы).

Эффективность ВРД как движителя определяет полётный или тяговый КПД — относительная доля механической энергии выработанной двигателем, затраченная на приведение аппарата в движение, выражается формулой:

Сравнивая формулы (1) и (2) можно прийти к выводу, что чем выше разница между скоростью истечения газов из сопла и скоростью полета, тем выше тяга двигателя и тем ниже полетный КПД. При равенстве скоростей полета и истечения газов из сопла полетный КПД будет равен 1, то есть 100 %, но тяга двигателя будет равна 0. По этой причине проектирование ВРД является компромиссом между создаваемой им тягой и его полетным КПД.

Поиски приемлемого компромисса привели к созданию двухконтурных турбореактивных, турбовентиляторных и турбовинтовых двигателей, которые в настоящее время являются наиболее распространёнными двигателями самолётов, как скоростных, боевых, так и экономных, пассажирских и транспортных (см. Двухконтурный турбореактивный двигатель).

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Схема устройства ПВРД на жидком топливе.
1. Встречный поток воздуха;
2 .Центральное тело.
3 .Входное устройство.
4 .Топливная форсунка.
5. Камера сгорания.
6. Сопло.
7. Реактивная струя.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англ. Ramjet) является самым простым в классе ВРД по устройству. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха.

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:

· Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается и сжимается, на входе в камеру сгорания давление рабочего тела достигает максимального значения на всём протяжении проточной части двигателя.

· Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.

· Расширяясь в сопле, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «Бладхаунд». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания

Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.

В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.