Файл: Наумец С.М. Основы теории и устройства авиационных силовых установок конспект лекций.pdf

В общем случае регулирование ПВРД сводится к измене­ нию степени подогрева воздуха в камере сгорания и проходных сечений двигателя.

воздухозаборник и реактивное сопло. Во всех случаях надо

§ 7. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. ПРИМЕНЕНИЕ ЯДЕРНОИ ЭНЕРГИИ В ТРД

Уже в настоящее время самолеты с турбореактивными дви­ гателями достигли больших скоростей полета, соответствующих

печивающую высокие показатели двигателя на больших скоро­ стях полета, но в то же время такую, чтобы двигатель хорошо работал и на малых скоростях;

— автоматику, предназначенную для устойчивой работы компрессора на всех режимах (перепуск воздуха со средних ступеней, поворотные лопатки компрессора) или ротор двухвальной конструкции;

—форсажную камеру, позволяющую за счет дожигания топлива увеличить тягу двигателя на больших скоростях в не­ сколько раз;

—регулируемое реактивное сопло;

—предельно высокие температуры перед лопатками турби­ ны, какие могут быть допущены из условий прочности материа­ ла лопаток.

112

до 300°, что приводит к появлению дополнительных термических напряжений.

Хорошо охлаждается полая тонкостенная лопатка со встав­ ным дефлектором (рис. 70), однако такая лопатка имеет пони­ женную механическую прочность.

Рис. 70. Конструктивная схема литой охлаждаемой лопатки турбины

с дефлектором

Значительного повышения температуры газа перед турби­ ной можно добиться, применяя лопатки с пористым охлажде­ нием. Такие лопатки могут работать при температуре газа на 150—170° выше, чем лопатки с конвективным охлаждением. Схема лопатки с пористым охлаждением показана на рис. 71.

Рис. 71. Лопатка с пористым охлаждением

114

Охлаждающий воздух, проходя через поры оболочки пера лопатки, отбирает тепло и образует теплоизолирующий слой на наружной поверхности. Лопатка состоит из внутреннего несу­ щего стержня и оболочки, образующей профильную часть ло­ патки. Охлаждающий воздух берется на выходе из компрес­ сора.

Создание совершенных и надежно работающих охлажда­ емых лопаток турбины является чрезвычайно важной, но не единственной задачей, возникающей на пути увеличения темпе­ ратуры газа перед турбиной. Переход к высокотемпературным авиационным двигателям, предназначенным для больших ско­ ростей полета, потребует нового, отличного от существующего подхода к выбору принципиальной схемы двигателя, разработ­ ке его основных узлов (компрессора, камеры сгорания, турби­ ны, затурбинных устройств) и к изысканию эффективных спо­ собов повышения температуры воздуха, используемого для охлаждения лопаток и дисков турбины.

Так, для получения гиперзвуковых скоростей летательных аппаратов ни один из существующих типов двигателей в чистом виде непригоден.

Гиперзвуковые самолеты, имеющие крейсерскую скорость, соответствующую М = 6-f 8, из соображений экономичности це­ лесообразно снабжать воздушно-реактивными двигателями. Существующие схемы ТРД позволяют получить скорость, соот­ ветствующую М-<4.

будучи высокоэкономичным на гиперзвуковых крейсерских ско­ ростях полета, ПВРД не может самостоятельно обеспечить старт и разгон самолета до крейсерской скорости и обладает низкой экономичностью на дозвуковых скоростях полета. Тур­ бореактивные двигатели (одноконтурные и двухконтурные), наоборот, имеют хорошие данные на разгоне и дозвуковых скоростях полета, но не обеспечивают полета с гиперзвуковыми скоростями. Наконец, ракетные двигатели, обладающие высо­ кими значениями тяги и способные обеспечить достижение гиперзвуковых скоростей, также непригодны в качестве само­ стоятельной силовой установки на гиперзвуковых самолетах вследствие низкой экономичности. Естественно, возникла мысль объединять двигатели разных типов в одной силовой установке. Это может быть либо сочетанием двигателей двух типов, либо органическим их объединением в одном агрегате. Последнего типа двигатели получили название комбинированных.

Возможны следующие типы комбинированных двигателей: турбопрямоточные, турборакетные, ракетно-прямоточные'.

На рис. 72 приведена схема турбопрямогочного двигателя

на основе двухконтурного ТРД.

Рис. 72. Схема турбопрямоточного двигателя на основе ДТРД:

а взлет н разгон — режим ДТРД с включенной форсажной камерой; <!7—крейсерский полет —-режим ПВРД

На взлете и разгоне до крейсерской скорости двигатель ра­ ботает как двухконтурный ТРД с форсажной камерой. Заслон­ ка 1 устанавливается в верхнее положение так, что воздух из компрессора низкого давления (КНД) поступает частично в компрессор высокого давления (КВД) — первый контур — и по кольцевой трубе 2 в форсажную камеру 3 (рис. 72,а).

ка поступает прямо в форсажную камеру. Силовая установка работает как прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Турбопрямоточный двигатель может быть выполнен и на основе ТРД. На взлете, разгоне и посадце такой двигатель ра­ ботает не как двухконтурный, а как одноконтурный ТРД. В остальном они подобны друг другу,

Турборакетные двигатели представляют собой двигатели, сочетающие принципы работы турбореактивного и ракетного двигателей. Известно много схем турборакетных двигателей. Рассмотрим одну из наиболее простых (рис. 73).

Турбина 4 турборакетного двигателя работает на продуктах сгорания ракетного топлива. Она приводит во вращение отно­ сительно малонапорный компрессор 2. Воздух, сжатый в ком­

116

прессоре, смешивается с газами, идущими из турбины, в фор­ сажной камере 5, где эта смесь дожигается.

Рис. 73. Схема турборакетного двигателя:

/ —воздухозаборник: 2 - компрессор; 3—камера сгорания (газо­

В камеру сгорания 3 подаются под давлением горючее и окислитель. Здесь происходит неполное сгорание топливной смеси с повышением температуры до допустимых значений, определяемых работоспособностью лопаток турбины (1100— 1300°К). Из камеры сгорания на турбину, а затем в форсаж­ ную камеру поступают продукты неполного сгорания, которые догорают в кислороде воздуха. При этом повышается темпера­ тура до 1800—2000°К и даже несколько выше.

Характеристики турборакетных двигателей по скорости и высоте полета и их основные данные (удельный вес, удельный расход топлива,, лобовая тяга)— промежуточные между турбо­ реактивными и жидкостными ракетными двигателями.

Ракетно-прямоточные ВРД органически сочетают в себе принцип работы ракетных двигателей (ЖРД и РДТТ) и пря­ моточных ВРД. Атмосферный воздух поступает в воздухоза­ борник, где он сжигается и направляется в камеру смешения. Сюда же вытекают продукты неполного сгорания в ракетном двигателе. Смесь атмосферного воздуха и продуктов неполного сгорания ракетного топлива поступает в камеру сгорания. Та­ кое сочетание принципов работы ЖРД, РДТТ и ПВРД позво­ ляет преодолеть главный недостаток ПВРД — его неспособ­ ность работать в статических условиях и на малых скоростях полета — за счет ракетного двигателя, который не зависит от окружающих атмосферных условий, скорости и высоты полета, В свою очередь, удается значительно снизить недостаток ракет­ ного двигателя на больших скоростях полета — его большие удельные расходы топлива — благодаря более экономичному прямоточному ВРД.

Развитие авиации характеризуется не только непрерывным ростом скорости, но увеличением дальности и высоты полета.

117

Однако при применении химических топлив до настоящего вре­ мени не удалось построить самолет, обладающий всеми этими качествами одновременно. Например, самолет, предназначен­ ный для полета на большой скорости, должен иметь мощные двигатели, но эти двигатели расходуют много горючего, поэто­ му запас его на самолете быстро истощается и дальность поле­ та оказывается сравнительно небольшой.

Наоборот, для того, чтобы самолет мог пролететь далеко, он должен лететь на строго определенной скорости, на которой расход горючего на километр пути будет минимальным, но эта скорость всегда намного меньше максимально возможной для данного самолета.

Особенно возрастает расход горючего на сверхзвуковых скоростях. Современный реактивный самолет за короткое вре­ мя полета на сверхзвуковой скорости израсходует все име­ ющееся на борту горючее. Дальние перелеты на высоких ско­ ростях, превышающих скорость звука в 2—3 раза, в настоящее время невозможны. Достаточно указать, что современный истребитель весом 6—8 г, летящий со сверхзвуковой скоростью,

Значительного увеличения дальности полета самолета мож-'

ного горючего заключено примерно в два миллиона раз больше энергии, чем в единице веса современных авиационных топлив.

пасом горючего, а ресурсом самого двигателя, т. е. числом ра­ бочих часов до износа или поломки наиболее слабых деталей конструкции, и некоторыми другими факторами, такими, как работоспособность экипажа и т. д.

Расчеты показывают, что самолет с полетным весом 120 г при скорости 2000 км/час и при коэффициенте полезного дей­

118