- •2. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
- •2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла
- •2.1.3. Равновесие самолета
- •2.1.4. Устойчивость самолета
- •2.1.5. Управление самолетом в полете
- •2.7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета
- •2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
- •2.2. Основы конструкции самолета
- •2.2.1. Основные составные части самолета
- •2.2.1.1. Крыло
- •2.2.2. Классификация самолетов
- •2.2.2.1. Гражданские самолеты
- •22.4.3. Автожир
- •2.2.47. Космические летательные аппараты
- •Контрольные вопросы
- •3. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА
- •3.1. Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА
- •3.2. Классификация реактивных двигателей
- •3.3. Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)
- •3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ
- •3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
- •3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
- •3.4. Основные параметры ТРД
- •3.5. Области применения реактивных двигателей
- •3.6. История развития авиационных ВРД
- •3.7. Идеальный цикл ТРД
- •3.7.1. Сущность второго закона термодинамики
- •3.7.2. Условия и диаграммы идеального цикла
- •3.7.3. Работа идеального цикла
- •3.7.4. Термический КПД идеального цикла
- •3.8. Характеристика ВРД различных типов
- •3.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)
- •3.8.2. Двухвальный ТРД
- •3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
- •3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
- •3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
- •3.11. Ракетные двигатели (РД)
- •3.11.1. Классификация РД по источнику энергии
- •3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
- •3.11.1.2. Расходный комплекс РД
- •3.11.1.2. Тяговый комплекс РД
- •3.11.2. Ракетные топлива
- •3.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ГРТ)
- •3.11.3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)
- •3.11.3.1. Классификация ЖРД
- •3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
Сжатие (повышение давления) воздуха в ТРД происходит в ВЗ и ОК. Чем выше скорость полета V, тем выше степень повышения давления в ВЗ л’. , следовательно, выше степень повышения дав ления в двигателе л*в, выше давление на входе в PC, выше сте
пень расширения газа в PC, больше работа расширения в PC и вы ше скорость истечения газа сс.
По достижении скорости полета Vom я*в становится равно л’т , при котором работа цикла Ln, а значит и сс, достигают макси мальных значений. При дальнейшем увеличении скорости полета работа цикла и сс начинают уменьшаться. У современных ЛА с ТРДФ при скорости полета V ~ 3500 км/ч | V = |сс. Дальнейшее уве-личение V становится невозможным, так как избыточная тяга R = Ме(сс- V) = 0, происходит «вырождение ТРДФ».
Для полета со скоростью V > 3500 км/ч используют прямоточ ные ВРД (ПВРД).
В ПВРД, в отличие от ТРД, нет компрессора, следовательно, не нужна турбина (рис. 3.22). Основными узлами ПВРД явля ются сверхзвуковой воздухозаборник (СВЗ), камера сгорания КС и сверхзвуковое PC (сопло Лаваля).
Рис. 3.22. Схема ПВРД
Отсутствие ГТ позволяет увеличить температуру за КС до тем пературы продуктов полного сгорания авиационного топлива Т'гтвх = 2400...2600К и л', до соответствующей ей пош. В то же время = я‘т достигается при больших скоростях полета, так как
Идеальный ВРД должен трансформироваться в ВРД различ ных типов в зависимости от высоты и скорости полета.
Двигатель изменяемого рабочего процесса (ДИРП) - это авиа ционный ВРД, в котором путем широкого регулирования элемен тов проточного тракта, а также применением дополнительных узлов, отключаемых и переключаемых в процессе работы, осуще ствляется адаптация режима работы двигателя к условиям полета в широком диапазоне скоростей Vи высот Я полета.
ДИРП находится в стадии экспериментальных разработок и призван сочетать достоинства всех схем ВРД.
3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
Параллельно с развитием авиационных ГТД началось примене ние ГТД в промышленности и на транспорте. В 1939 году швейцар ская фирма A.G. Brown Boneiy ввела в эксплуатацию первую элек тростанцию с газотурбинным приводом мощностью 4 МВт и КПД 17,4 %, которая находится в работоспособном состоянии и в настоя щее время. В 1941 году вступил в строй первый железнодорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД мощностью 1620 кВт (2200 л.с.) этой же фирмы. С конца 1940-х годов ГТД начинают применяться для привода морских судовых движителей, а с конца 1950-х годов - в составе газоперекачивающих агрегатов на магистральных газопро водах для привода нагнетателей природного газа.
Быстрому внедрению ГТД в различные отрасли промышлен ности и транспорта способствовали неоспоримые преимущества этого класса тепловых двигателей перед другими энергетическими установками (паротурбинными, дизельными и др.):
•большая мощность в одном агрегате;
•компактность, малая масса (рис. 3.25);
•уравновешенность движущихся элементов;
•широкий диапазон применяемых топлив;
•легкий и быстрый запуск, в том числе при низких температурах;
•хорошие тяговые характеристики;
•высокая приемистость и хорошая управляемость.
Топливо авиационное - вводимое вместе с воздухом в камеру сгорания двигателя летательного аппарата (ДА) для получения тепловой энергии в процессе окисления кислородом воздуха (сжи гания).
В ВРД используются реактивные топлива, вырабатываемые из среднедисцигшятных фракций нефти, выкипающих при темпе ратуре 140-280 °С. По способу получения реактивные топлива делятся на прямоперегонные и гидрогенизационные. Первые (Т-1, ТС-1, Т-2) получаются непосредственно из отогнанных фракций нефти без их глубокой переработки. Технология получения вторых включает такие процессы, как гидроочистка (РТ, Т-8 В, Т-6 ), глу бокое гидрирование (Т-6 ), гидрокрекинг (Т-8 В). При гидроочистке из нефтяного дисциллята удаляются агрессивные и содержащие серу, азот и кислород нестабильные соединения практически без изменения углеводородного состава топлива. При гидрокре кинге и гидрировании наряду с очисткой исходного сырья проис ходит изменение его углеводородного состава.
Применение гидрогенизации процессов при производстве ре активных топлив позволяет расширить сырьевую базу топлив
изначительно повысить их термостабильность.
Ккачеству реактивных топлив предъявляются следующие
требования:
• высокая теплотворная способность Ни (количество тепла, выделяющееся при полном сгорании 1 кг топлива). Ни = = 43 100...43 900 кДж/кг или 10 300... 10 500 кал/кг - весовая теп лотворная способность (авиационный керосин);
•низкая температура начала кристаллизации (менее -60 °С);
•низкая вязкость при минусовых температурах;
•высокая термостойкость;
•высокие антикоррозионные свойства;
•отсутствие нагарообразования;
•большой срок хранения;
•отсутствие воды и механических примесей;
•широкий эксплуатационный диапазон температур и давлений;
•хорошие пусковые свойства (надежный запуск при низких температурах окружающей среды);
•высокая плотность (возможность взять большую массу топ лива в ограниченный объем баков).
Наиболее удовлетворяют предъявленным требованиям авиа ционные керосины: ТС-1, РТ, Т-2, Т-6 , Т-8В.
ТС-1, РТ обладают средним и высоким уровнем термической стабильности (< 100... 120 °С) и являются наилучшими топливами для ВРД дозвуковой авиационной техники (АТ) (с небольшой про должительностью сверхзвукового полета).
Т-2 обладает средним уровнем термической стабильности (< 100 °С). Имеет более низкую, чем у ТС-1 и РТ, плотность и бо лее высокую теплотворную способность, а также более высокую коррозионную активность при лучших пусковых свойствах (выше испаряемость). Т-2 является резервным по отношению к топливу ТС-1 и применяется в ВРД дозвуковой АТ (с небольшой продол жительностью сверхзвукового полета) в районах с низкой темпе ратурой воздуха и как резервное топливо взамен ТС-1 и РТ.
Т- 6 имеет более высокую, чем у ТС-1, РТ и Т-2, плотность
иболее низкую теплотворную способность, вследствие чего обла дает меньшей коррозионной активностью и худшими пусковыми свойствами при низких температурах (ниже испаряемость). Имеет высокий уровень термической стабильности (< 300 °С) и применя ется в сверхзвуковой АТ.
Т-8 В характеризуется повышенной плотностью и высокой
термостабильностью и является резервным по отношению к топ ливам РТ и Т-6 .
Низшая теплотворная способность Н„ для ТС-1, РТ, Т-2, Т- 6 находится в диапазоне 42 900-43 300 кДж/кг.
В ТВаД наземного применения в качестве топлива используют природный (топливный) газ: бутан с Н„ ~ 45 640 кДж/кг и метан с Н„ ~ 50060 кДж/кг.
Для работы гиперзвуковых прямоточных двигателей планиру ется применять криогенное топливо на основе жидкого водорода.