Повітряно-реактивний двигун

Повітряно-реактивний двигун — тепловий реактивний двигун, у якому як робоче тіло використовується атмосферне повітря, що нагрівається за рахунок хімічної реакції окислення пального атмосферним киснем.

Повітряно-реактивні двигуни використовуються, як правило, для руху повітряних літальних апаратів.

Історія

Історія ПРД нерозривно пов'язана з історією авіації. Прогрес у авіації на всьому протязі її існування забезпечувався, переважно, розвитком авіаційних двигунів, а все зростаючі потреби, які були виявлені авіацією до двигунів, були потужним стимулятором для розвитку авіаційного двигунобудування. До кінця Другої Світової війни вимоги підвищення потужності пошньових двигунів внутрішнього згорання увійшло у безвихідне протиріччя з іншими вимогами, щодо компактності й обмеження маси. Наступний розвиток авіації по дорозі покращення поршневих двигунів ставав неможливим. Перший патент на турбінний двигун був виданий англійцю Джону Барберу в 1791 році. В 1913 році француз Рене Лорен отримав патент на прямоточний повітряно-реактивний двигун. Треба сказати, що ряд інженерів і вчених різних країн в 20-ті та 30-ті роки XX століття передбачили кризу у авіаційному двигунобудуванні та шукали шляхи виходу з нього, в тому числі за рахунок ПРД. Вперше у СССР проект реального винищувача з ПРД розроблений Українським ученим А.М. Люлькой, у березні 1943 року запропонував директор ОКБ-301 М.І.Гудков. Літак називався ГУ-ПРД. Проект був відхилений експертами, головним чином, у зв'язку з недовірою в актуальність і переваги ПРД в порівнянні з поршневими двигунами. Першим літаком, який піднявся в небо з турбореактивним двигуном(ТРД) Hes 3 конструкції фон Охайна, був He 178, керований льотчиком-випробувачем флюг-капітаном Еріхом Варзіцем (27 серпня 1939). Цей літак перевершував за швидкістю всі поршневі винищувачі свого часу, але при цьому був менш економічним, і в наслідок цього мав менший радіус дії. До того ж у нього були більші швидкості взлету та посадки, через що для нього потрібна була довша ВПП з якісним покриттям.

З серпня 1944 року у Німеччині почалося серійне виробництво реактивного винищувача-бомбардувальника Мессершмідт Ме.262, з двома ТРД Jumo-004, які випускалися фірмою Юнкерс. А з листопада 1944 року почав випускатися ще й перший реактивний бомбардувальник Ar-234 Blitz з тими ж двигунами. Єдиним реактивним літаком союзників по антигітлерівській коаліції, формально приймавшим участь в Другій світовій війні, був "Глостер Метеор" (Великобританія) з ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкції Ф.Уиттла (серійний випуск якого почався навіть раніше ніж німецьких).

Запатентований ще у 1913 р., прямоточний повітряно-реактивний двигун (ППРД) подобався конструкторам простотою своєї конструкції, але головне - своєю потенційною можливістю працювати на надзвукових швидкостях і в найвищих шарах атмосфери, тобто в умовах, в яких інші типи двигунів були неефективними або малоефективними. У 1930-их роках з цим типом двигунів провидилися експерименти у США та СССР.

В 1937 році французький конструктор Рене Ледюк отримав замовлення від Французької влади на створення експереминтального літаку з ПВРД. Ця робота була перервана війною і поновилася з її закінченням. 19 листопада 1946 року відбувся перший політ в історії апарата з маршевим ПВРД. Далі на протязі десяти років було виготовлено і випробувано ще кілька апаратів цієї серії,в тому числі керовані,а в 1957 році Франція відмовилася від випробувань, від продовження цих робіт, оскільки в ті часи ТРД здавався перспективнішим.

Пульсуючий повітряно-реактивний двигун (ПуПРД) був винайдений в XIX столітті шведським винахідником Мартіном Вібергом. Найвідомішим літальним апаратом (і єдиним серійним) з ПуПРД Argus As-014 випуску фірми Argus As-014 був німецький літак-снаряд Фау-1. Після війни досліди в області пульсуючих повітряно-реактивних двигунів продовжувалися у Франції (компанія SNECMA) і в США (Pratt & Whitney, General Electric), окрім того, завдяки простоті та дешевизні, маленькі двигуни такого типу стали дуже популярним серед авіамоделістів, і любительській авіації, та з'явилися приватні фірми, які виробляли ПуПРД і запчастини до них.

Основні принципи роботи

Не дивлячись на велику кількість ПРД, які дуже відрізняються один від одного конструкцією, характеристиками і областю використання, можна виділити ряд принципів для всіх ПРД і тих які відрізняють його від всіх інших теплових двигунів інших типів.

Реактивна тяга

Повітряно-реактивний двигун - реактивний двигун, що розвиває тягу за рахунок реактивного струменю робочого тіла, витікаючого з сопла двигуна. З цієї точки зору ПРД схожий до ракетного двигуна(РД), але відрізняється від нього тим, що більшу частину робочого тіла він забирає з атмосфери, в тому числі і окислювач, необхідний для горіння палива. В якості окислювача ПРД використовує кисень, що міститься в повітрі. Завдяки цьому ПРД має переваги в порівнянні з РД при польотах в атмосфері. Отже таким двигуном вигідніше користуватися, оскільки йому не потрібно нести з собою окислювач,маса якого в 2-8 раз більше маси палива, а апарат з ПРД повинен мати лише запас палива.

Робоче тіло ПРД на виході з сопла представляє собою суміш продуктів згорання з залишками після вигорання кисню фракціями повітря. Якщо для повного окиснення 1 кг керосину (звичайного палива ПРД) потрібно близько 3,4кг чистого кисню,то враховуючи що повітря містить лише 23% кисню по масі, для повного окиснення палива потрібно 14,8 кг чистого повітря, відповідно робоче тіло мінімум на 94% своєї маси з атмосферного повітря. На практиці ПРД, як правило, має надлишок використання повітря, наприклад в ТРД масове використання становить 1-2% від використання повітря. Це дозволяє при аналізі роботи ПРД, враховувути що робоче тіло ПРД, як на вході так і на виході, є одною речовиною.

Динаміку ПРД можна уявити наступним чином: робоче тіло, входить в двигун зі швидкістю польоту, а покидає його з швидкістю реактивної струї. З балансу імпульса, витікає простий вираз для реактивної тяги

$P=G\cdot(c - v)$ (1)

Де $\,P$ — сила тяги, $\,v$ — швидкість польоту, $\,c$ — швидкість реактивної струї відносно двигуна, $\,G$ — Секундна витрата маси робочого тіла. Очевидно, ПРД ефективний лише в випадку, коли швидкість витоку робочого тіла з сопла двигуна перевищує швидкість польоту: $\,c > v$.

Швидкість витоку газу з теплового реактивного двигуна залежить від хімічного складу робочого тіла, його абсолютної температури на вході в сопло, і від ступеню розширення робочого тіла в соплі двигуна.

З урахуванням вищесказаного можна сформулювати і головні недоліки ПРД в порівнянні з РД: - ПРД здатний працювати лише в атмосфері, а РД в будь-якому оточенні і в пустоті. - ПРД ефективний лише до певної, специфічної для даного двигуна, максимальній швидкості польоту, А тяга РД не залежить від польоту.

Типи реактивних двигунів

В цьому розділі будуть описані різновиди реактивних двигунів.

Отже розглянемо реактивні двигуни по таких категоріях: • Прямоточний повітряно реактивний двигун:

o  Дозвуковий;
o       Надзвуковий;
o       Гіперзвуковий;
o       Ядерний ППРД;

• Пульсуючий повітряно реактивний двигун; • Турбореактивний двигун; • Двоконтурний турбореактивний двигун; • Турбовентиляторний двигун; • Турбогвинтовий двигун; • Гвинтовинтеляторний двигун. Характеристика прямоточних повітряно-реактивних двигунів:

• Дозвуковий ППРД призначений для роботи на швидкостях 0,5-1М (М – це число Маха, яке коливається 1100-1200км/год в залежності від вологості та температури). Гальмування і стиснення повітря відбувається в дифузорі. Такий тип двигунів виявився не ефективним, тому дозвукові ППРД виявилися не конкурентно здатними в порівнянні з іншими типами реактивних двигунів.
• Надзвукові ППРД призначені для польотів у діапазоні 1-5М. Гальмування надзвукового потоку завжди проходить скачкообразно з утворенням ударної хвилі, також називаємої скачаком ущільнення. Чим інтенсивніше скачок ущільнення, тобто чим більша зміна швидкості потоку на його фронті, тим більші втрати тиску, які можуть перевищувати 80%. Втрати тиску вдається мінімізувати за рахунок стиснення не в одному, а в декількох послідовних скачках ущільнення, після кожного з них, швидкість потоку знижується. В проміжках між скачками параметри потоку залишаються постійними. В останньому скачку швидкість стає дозвуковою і подальше гальмування і стиснення повітря відбувається в безперервно каналі дифузора що розширяється. В надзвуковому діапазоні швидкостей ППРД значно ефективніший, ніж в дозвуковому. Наприклад, на швидкості 3Маха для ідеального ППРД ступінь підвищення тиску становить 36,7 що можна зрівняти з показниками самих високонапірних компресорів турбореактивних двигунів, а термічний ККД теоретично досягає 64,3%. У реальних ППРД ці показники нижчі, але навіть з підрахунком втрат, в діапазоні польотного числа Маха від 3 до 5 надзвукові ППРД перевищують по ефективності ПРД всіх інших типів.
• Гіперзвуковий ППРД – працюючий на швидкостях польоту більше п’яти Махів і призначений призначений для польотів в стратосфері. Можливе призначення літального апарата з гіперзвуковим ППРД – найнижча ступінь багаторазового носія космічних апаратів. Стиснення відбувається в двох скачках ущільнення: зовнішньму , утвореним біля носового кінця апарата, і внутрішньому – біля передньої кромки нижньої стінки двигуна. Обидва скачка - косі і швидкість потоку залишається надзвуковою. Існує декілька програм розробок гіперзвукових ППРД в різних країнах, але на початок XXI століття цей тип двигунів залишається гіпотетичним, не існує жодного зразка, що пройшов льотні випробування, які б підтвердили практичну доцільність його серійного виробництва.
• Ядерний ППРД. В другій половині 50-х років, в епоху холодної війни, в США і СССР розроблялися проекти ППРД з ядерним реактором. Джерелом енергії цих двигунів є не хімічна реакція горіння палива, а тепло, що виробляється ядерним реактором, розміщеним на місці камери згоряння . Повітря із вхідного отвору в такому ППРД проходить через активну зону реактора, охолоджує його і нагрівається сам до 3000 градусів Кельвіна, а потім витікає з сопла з швидкостями, що можна порівняти з швидкостями витоку для самих довершених РРД(Рідинний реактивний двигун ). Можливе призначення літального апарата з таким двигуном – міжконтинентальна ядерна ракета, носій ядерного заряду. В обох країнах були створені компактні, з малою витратою палива, ядерні реактори, котрі вписувалися в габарити великої ракети. В 1964році в США , за програмами досліджень ядерного ППРД «Pluto» і «Tory», були проведені стендові вогневі випробування ядерного прямоточного двигуна «Tory-IIC». Льотні випробування не проводилися, програма була закрита в червні 1964 року.
• Область застосування

ППРД не може працювати при низьких та нульових швидкостях польоту. Для досягнення початкової швидкості, при якій він стає ефективним, апарат з цим двигуном потребує допоміжний привід, яким може бути літак-носій або ж твердопаливний прискорювач. Неефективність ППРД на малих швидкостях польоту робить його практично неможливим для використання на літаках з пілотами, але для безпілотних, бойових, крилатих ракет одноразового використання, літаючих в діапазоні швидкостей 2-5 Маха, завдяки своїй простоті, дешевизні і надійності, він переважний. Також ППРД використовується в літаючих мішенях. Основним конкурентом ППРД в цій ніші є ракетний двигун (РРД). Характеристика Пульсуючого повітряно-реактивниго двигуна (ПуПРД) . Пульсуючий повітряно-реактивний двигун, як слідує з його назви, працює в режимі пульсації, тяга розвивається не безперервно, як у ППРД чи ТРД, а в вигляді серії імпульсів, які йдуть один за одним з частотою від десятків герц, для великих двигунів, до 250 гц – для малих двигунів. Конструктивно ПуПРД педставляє собою циліндричну камеру згоряння з довгим циліндричним соплом меншого діаметру. Передня частина камери з’єднана з вхідним дифузором, через який повітря поступає в камеру згоряння. Між дифузором і камерою згоряння вставлені повітряні клапани, працюють дією різниць тисків в камері і на виході дифузора, коли тиск в дифузорі перевищує тиск в камері то клапан відкривається, при зворотному співвідношенні тисків він закривається. Цикл роботи ПуПРД можна описати так: 1.Повітряний клапан откритий повітря потрапляє в камеру згорання, форсунка вприскує паливо, і в камері утворюється паливна суміш. 2. Паливна суміш запалюється і згорає, тиск в камері значно зростає і закриває повітряний клапан і зворотний клапан в паливному тракті. 3. Тиск в камері падає, під натиском повітря в дифузорі повітряний клапан відкривається і повітря починає надходити до камери, паливний клапан теж відкривається, двигун переходить до фази 1. Для ініціювання процесу горіння в камері встановлюється свічка запалювання, котра створює високочастотну серію електричних розрядів, паливна суміш загорається. Здається що ПуПРД і ППРД схожі, але це помилкове твердження. Насправді ПуПРД має принципіальні відмінності. Більшість ПуПРД можуть працювати при нульовій швидкості. Існують модифікації ПуПРД: • Безклапанні ПуПРД, інакше- U-образні ПуПРД. В цих двигунах відсутні механічні повітряні клапани, а щоб зворотний рух робочого тіла не призводило до зменшення тяги, тракт двигуна відбувається у вигляді латинської букви «U», кінці якої повернені назад по ходу руху апарата. • Детонаційні ПуПРД – двигуни в яких горіння паливної суміші проходить в режимі детонації(а не дефлаграції). Область використання. ПуПРД характеризується як шумний і неекономний, але простий і дешевий. Високий рівень шуму і вібрації витікає від самого пульсуючого режиму його роботи. ПуПРД установлюється на безпілотні літаючі апарати одноразового використання з швидкостями використання 0,5 Маха, літаючі мішені, безпілотні розвідники, в минулому на крилаті ракети. ПуПРД використовується в в любительській авіації і авіамоделюванні, завдяки простоті і дешевизні.

Характреристика турбореактивого двигуна (ТРД). В турбореактивному двигуні стиснення робочого тіла на вході в камеру згорання і високе значення витрат повітря через двигун досягається за рахунок сумісної дії зустрічного потоку і компресора, розміщеного в тракті ТРД зразу після вхідного пристрою, перед камерою згорання. Компресор приводиться в рух турбіною, змонтованою на одному валу з ним, і працюючий на робочому тілі, нагрітому в камері згорання, з якого утворюється реактивна струя. В компресорі створюється ріст повного тиску повітря за рахунок створюємої компресором механічної роботи. Камера згорання більшості ТРД має кільцеву форму. З камери згоряння нагріте робоче тіло поступає на турбіну, розширюється приводячи її в дію і віддаючи їй частину своєї енергії, а після неї розширюється в соплі і витікає з нього, створюючи реактивну тягу. Завдяки компресору ТРД може стартувати з місця і працювати при низьких швидкостях польоту, що для двигуна літака є необхідною умовою, при цьому тиск в тракті двигуна і витрати повітря забезпечуються лише за рахунок компресора. Діапазон швидкостей, в якому ТРД ефективний, зміщений в сторону менших значень, в порівнянні з ППРД. Агрегат турбіна-компресор, який дозволяє створювати більші витрати і високий ступінь стиснення робочого тіла в області низьких та середніх швидкостей польоту, є перепоною на шляху підвищення ефективності двигуна в зоні високих швидкостей. Максимальна швидкість витоку реактивної струї у ТРД менша ніж у ППРД, що обмежує зверху діапазон швидкостей, на яких ТРД ефективний, значеннями 2,5-3Маха. Основні конструктивні елементи: • Форсажна камера. Хоча в ТРД має місце надлишок кисню в камері згорання, цей резерв не вдається реалізувати напряму — збільшенням використання палива в камері , через обмеження температури робочого тіла що потрапляє на турбіну. Цей резерв використовується в двигунах з форсажною камерою, яка розміщена між турбіною і соплом. В режимі форсажу в цій камері спалюється додаткове паливо, внутрішня енергія робочого тіла перед розширенням в соплі підвищується, в результаті чого швидкість його виходу через сопло зростає, і тяга двигуна, в деяких випадках зростає більш ніж в 1.5 рази, що використовується бойовими літаками при польотах на великих швидкостях. При форсажі значно зростає використання палива, ТРД з форсажною камерою практично не знайшли застосування в комерційній авіації за виключенням літаків Ту-144 і Конкорд, польоти яких уже припинилися. • Керовані сопла. ТРД літаків що літають на надзвукових швидкостях обладнуються керованими соплами. Ці сопла зроблені з поздовжніх елементів, що називаються стулками, рухомих відносно одна одної і приводяться в рух спеціальним приводом, що дозволяють по команді пілота чи автоматичної системи управління двигуном змінювати геометрію сопла. При цьому змінюються розміри критичного(самого вузького) і вихідного перерізів сопла, що дозволяє оптимізувати роботу двигуна на різних швидкостях. Спеціальні поворотні сопла на деяких двигунах, дозволяють відхиляти витікаючий із сопла потік ввідносно осі двигуна. Відхилення вектора тяги призводить до додаткових втрат тяги двигуном за рахунок виконання додаткової роботи по повороту потоку і ускладнюють управління літаком. Але ці недоліки повністю компенсуються значним підвищенням маневриності і скороченням пробігу літака при посадці, о вертикального взльоту і посадки включно. Керовані сопла використовуються виключно в військовій авіації. Область використання До 70-80-х років ХХ століття ТРД з малим ступінем двухконтурності активно використовувалися для військових та комерційних літаків. У цей час найпопулярнішими стали економічніші двухконтурні ТРД (ТРДД).

Характеристика двухконтурного турбореактивного двигуна (ТРДД) Двухконтрурний турбореактивний двигун – ТРД з конструкцією що дозволяє переміщати додаткові маси повітря, яка проходить через зовнішній контур двигуна. Така конструкція забезпечує більш високий польотний ККД, в порівнянні з звичайним ТРД. Першим хто запропонував концепцію ТРДД в авіадвигунобудуванні був Люлька Архип( Український геніальний конструктор авіадвигунів). На основі дослідів, що проводилися з 1937 року, А.М. Люлька представив заявку на винахід двухконтурного ТРД( авторське право вручили 22 квітня 1941року). Пройшовши через вхідний пристрій, повітря попадає в компресор низького тиску, що називають вентилятором. Після вентилятора повітря розділяється на два потоки. Частина повітря попадає в зовнішній контур і, обходячи камеру згорання, формує реактивну струю в соплі. Інша частина проходить через внутрішній контур, повністю ідентичний з ТРД, про який розповідалося вище. Одним з найважливішим параметрів ТРДД, є ступінь двухконтурності, тобто відношення використання повітря через зовнішній контур до використання повітря через внутрішній контур. m = G2 / G1 Де G1 і G2 використання повітря через зовнішній і внутрішній контур відповідно. Наслідком збільшення використання повітря через двигуном є збільшення площі фронтального перерізу, наслідком чого є збільшення діаметру входу в двигун, що веде до збільшення його лобового опору і маси. Іншими словами, чим вищий ступінь двухконтурності – тим більшого діаметру двигун при інших рівних умовах. Всі ТРДД можна розбити на дві групи: з змішуванням потоків за турбіною і без змішування. В ТРДД зі змішуванням потоків (ТРДДзм) потоки повітря із зовнішнього і внутрішнього контуру попадають в єдину камеру змішування. В камері змішування ці потоки змішуються і покидають двигун через єдине сопло з єдиною температурою. ТРДДзм ефективніші, однак наявність камери змішування призводить до збільшення габаритів і маси двигуна. ТРДД як і ТРД можуть бути оснащені керованими соплами і форсажними камерами. Як правило це ТРДДзм з малими ступенями двухконтурності для надзвукових військових літаків.

Характеристика турбовентиляторного двигуна ТРДД з високим ступенем двухконтурності (вище 2) називають турбовентиляторними. ТРДД з високим ступенем двухконтурності виконуються, переважно, без камери змішування. По причині великого вхідного діаметра таких двигунів їх сопло зовнішнього контуру досить часто роблять укороченим з метою зниження маси. Область використання Можна сказати що з 1960-х років і по цей день в авіадвигунобудуванні – ера ТРДД. ТРДД різних типів є найпоширенішим класом повітряно реактивних двигунів, що використовуються на літаках, від високошвидкісних винищувачів-перехоплювачів з малим ступенем двухконтурності до гігантських комерційних і військово-транспортних літаків з ТРДД з високим ступенем двухконтурності. Характеристика турбовальних двигунів (ТВД)

Турбовальні двигуни представляють з себе турбореактивний двигун в якому потужність, що розвивається додатковим каскадом турбін передається на вал відбору потужності , частіше за все через редуктор. Так між валом турбіни, компресора і валом відбору потужності немає механічного зв’язку, а лише газодинамічний, турбовальні двигуни відносять до ПРД непрямої реакції. Ці двигуни суворо кажучи, не є реактивними, реакція вихлопу турбіни є не більше 10% його загальної тяги, однак традиційно їх відносять до повітяно-реактивних двигунів. Найчастіше використовується для приводу гвинта гелікоптерів.

Гвинтовинтеляторний двигун Для покращення характеристик експлуатації експлуатації ТВД виикористовують спеціальні багатолопастні стріловидні гвинти з змінюваним кроком гвинта, з одним або двома рядами лопаті. На такі гвинти падає більш високе навантаження на ометаєму площу при зменшеному діаметрі гвинта, але зберігають досить високий ККД 0,8-0,85. Такі гвинти називаються гвинтовинтеляторними(ВВ), а двигуни – турбовинтовинтеляторними(ТВВД) з відкритим гвинтовинтелятором. На сьогодні відомий лише один серійний зразок двигуна цього типу- Д-27(виробляється в м. Запоріжжя, Україна), Використовується на літаку Як-44 з крейсерською швидкістю польоту 670 км/год і на Ан-70 з крейсерською швидкістю 750 км/год. У двигуна Д-27 потік холодного повітря створюється двома співвісними, які обертаються в протилежні сторони, багатолопатьними шаблевидними гвинтами, які приводяться в рух від вільної чотириступінчатої турбіни, тувбовального двигуна. Потужність передається гвинтам через редуктор.

Див. також

• Ракетний двигун
• Прямоточний повітряно-реактивний двигун
• Пульсуючий повітряно-реактивний двигун
• Прискорювач (ракетобудування)