2.1.1. Ракетные двигатели

Ракетные двигатели отличаются тем, что и топливо, и окислитель находятся на борту, в результате чего летательный аппарат способен к полету независимо от окружающей среды, например на больших высотах и в космосе, а также на больших скоростях. В свою очередь, ракетные двигатели подразделяются в зависимости от применяемого топлива на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).

Твердое топливо позволяет предельно упростить конструкцию, повысить надежность и создает огромные импульсы, однако способно обеспечить лишь кратковременную работу, поэтому РДТТ применяются как стартовые ускорители или в качестве двигателя в различных ракетах и реактивных снарядах.

Жидкие топливо и окислитель обеспечивают длительную работу и допускают регулирование тяги в широких пределах, однако они являются весьма опасными в хранении и эксплуатации. ЖРД используются на баллистических ракетах или в качестве ускорителей.

2.1.2. Воздушно-реактивные двигатели

В качестве окислителя в воздушно-реактивных двигателях используется кислород окружающей атмосферы, а в качестве горючего применяется обычный керосин. Поскольку с увеличением высоты плотность воздуха уменьшается, то снижается количество поступающего в двигатель окислителя, что ограничивает высоту использования ВРД примерно до 30…50 км.

Воздушно-реактивные двигатели по способу предварительного сжатия воздуха перед поступлением в камеру сгорания разделяют на компрессорные и бескомпрессорные.

В бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателях используется скоростной напор воздушного потока. В компрессорных двигателях воздух, сжимается компрессором. Компрессорным воздушно-реактивным двигателем является турбореактивный двигатель (ТРД). В группу, получившую название смешанных или комбинированных двигателей, входят турбовинтовые двигатели (ТВД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД). Однако конструкция и принцип работы этих двигателей во многом схожи с турбореактивными двигателями. Часто все типы указанных двигателей объединяют под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД).

2.1.2.1. Турбореактивные двигатели

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Турбореактивный двигатель (ТРД) является представителем обширного класса газотурбинных двигателей (ГТД). Схема ТРД с характерными сечениями проточной части показана на рис. 2.2.

ТРД имеет воздухозаборник 1, компрессор 2, камеру сгорания 3, газовую турбину 4 и выходное сопло 5. Набегающая струя воздуха тормозится в воздухозаборнике, где происходит предварительное сжатие воздуха. Дальнейшее его сжатие происходит в компрессоре.

Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, куда форсунками подается топливо и где происходит сгорание топливовоздушной смеси, сопровождающееся повышением температуры газа.

В турбине происходит расширение газов, преобразование их потен­циальной энергии в механическую работу на валу, за счет которой приводятся компрессор и агрегаты двигателя. Окончательное расширение газов, увеличение скорости потока происходят в выходном устройстве. Поскольку скорость газов на выходе больше скорости полета самолета, в двигателе создается тяга.

Рис. 2.2. Принципиальная схема и идеальный цикл ТРД:

1 – воздухозаборник; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное сопло.

Сила тяги P – наиболее важный параметр, характеризующий турбореактивный двигатель как силовую установку ЛА. Она возникает в результате силового воздействия газового и воздушного потоков на внутренние и внешние поверхности двигателя. Суммарная осевая составляющая этих сил и называется тягой. Однако определить тягу двигателя простым суммированием сил давления очень сложно, обычно ее определяют аналитическим путем.

Пусть самолет, на котором установлен турбореактивный двигатель, перемещается со скоростью V, иначе говоря, воздушный поток на входе имеет скорость V, Если секундная масса воздуха, проходящего через двигатель, будет m_в то кинетическая энергия воздушного потока А_в на входе в двигатель

А_в = m_вV²/2. (2.1)

Обозначим скорость газо-воздушного потока на выходе из двигателя W, а секундную массу газа m_г, тогда кинетическая энергия газового потока на выходе из двигателя

A_г = m_гW²/2. (2.2)

Если учесть, что масса воздуха, поступающего в двигатель, значительно превышает массу топлива, то практически можно считать, что m_в=m_г=m_с и приращение кинетической энергии воздушного потока

A = m_c[(W² – V²)/2]. (2.3)

При воздействии воздушного и газового потоков на верхние и внутренние поверхности двигателя возникает тяга Р, которая при скорости самолета V совершает за единицу времени работу, равную РV. Кинетическая энергия газового потока не вся преобразуется в тяговую работу, так как существуют потери кинетической энергии А_n которые можно определить, зная превышение скорости газового потока на выходе из двигателя над скоростью воздуха на входе,

A_n = m_с[(W – V)²/2]. (2.4)

Тогда на основании закона сохранения энергии

. (2.5)

Отсюда получим уравнение для определения тяги турбореактивного двигателя

P = m_с (W – V). (2.6)

Если двигатель работает на месте, то

Р = m_сW. (2.7)

Идеальный цикл ТРД в диаграммах P – V и T – s показан на рис. 2.2. Идеальным он называется потому, что в качестве рабочего тела в нем использован идеальный газ, а процессы в узлах двигателя осуществляются без потерь. Точками на циклах отмечены параметры в характерных сечениях проточной части двигателя: н – сечение струи невозмущенного потока воздуха перед входом в двигатель; в – сечение за воздухозаборником; к – сечение за компрессором; г – сечение за камерой сгорания; т – сечение за газовой турбиной; с – сечение на срезе сопла. Адиабатное сжатие воздуха в воздухозаборнике и компрессоре показано в цикле показано в цикле соответственно адиабатами н – в и в – к, процесс подвода к воздуху теплоты – изобарой к – г. Адиабатные процессы расширения газа в газовой турбине и реактивном сопле показаны соот­ветственно адиабатами г – т и т – с. Замыкающий изобарный процесс отвода теплоты показан пунктиром с – н.

Работа идеального цикла характеризуется площадью н – к – г – с – н.