Самолетные реактивные двигатели: АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия

Авиационные реактивные двигатели | Образовательная социальная сеть

АВИАЦИОННЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Школа: № 303 Фрунзенского района с углубленным изучением немецкого языка имени Фридриха Шиллера

Класс: 10аш

Работу подготовил: Семенов Владислав



Цель работы :  

систематизация знаний в области ВРД с  использованием физических знаний.

Задачи:

Принцип реактивного движения находит широкое практическое  применение в авиации и космонавтике. В современной авиации  гражданской и военной, в космической технике широкое применение  получили реактивные двигатели, в основу создания которых  положен принцип получения тяги за счёт силы реакции,  возникающей при отбросе от двигателя некоторой массы (рабочего  тела), а направление тяги и движения отбрасываемого рабочего  тела противоположны. Одним из источников вдохновения для меня  послужил параграф из учебника по физике «Реактивное движение»,  в который хотелось бы сделать некоторые дополнения к теме  применения принципа реактивного движения в авиации.  В данной  работе рассматривается история, применение и принцип действия  двигателей, которые применяются или применялись когда-либо в  авиации более подробно.


Введение

        Развитие скоростной авиации привело к необходимости замены поршневых авиадвигателей, имевших ограниченя по мощности, реактивными двигателями, значительно превосходящими по этому параметру поршневые при меньшем весе.

        Мощность, необходимая для продвижения самолета в воздухе, с увеличением скорости полета увеличивается, в то время как мощность силовой установки с поршневым двигателем не зависит от скорости полета и, более того, создает аэродинамическое сопротивление. Таким образом, повышение мощности увеличивало вес и габариты самолетов и было неоправданно для больших скоростей полета.

        В противоположность поршневым двигателям у реактивных двигателей мощность значительно возрастает с увеличением скорости полета. Однако с ростом высоты полета мощность реактивных двигателей уменьшается. Падение мощности реактивных двигателей с высотой компенсируется в некоторой степени увеличением её с ростом скорости полета, поэтому реактивные двигатели и по высотности значительно превосходят поршневые.

Классификация тепловых реактивных двигателей

Рисунок 1 – классификация реактивных двигателей

                Классификация ТРД (рис 1) прежде всего связана с родом потребляемого химического топлива, методами его получения и использования. Известно, что тепловая энергия, затрачиваемая на создание тяговой работы реактивного двигателя, высвобождается в результате термохимической реакции сгорания или окисления. Осуществление этой реакции оказывается возможным, как правило, при наличии двух компонентов топлива: горючего и окислителя. Для обеспечения непрерывной работы двигателя в полете необходимо иметь на летательном аппарате достаточный запас горючего. Окислитель можно также заранее запасать в виде различных кислородсодержащих твердых и жидких веществ. В качестве окислителя удобно использовать атмосферный воздух — вплоть до очень больших высот (30-50 км) в атмосфере содержится около 20% (по весу) кислорода.

Воздушно-реактивный двигатель

        Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется атмосферный воздух, нагреваемый за счёт химической реакции окисления горючего кислородом, содержащимся в самом рабочем теле. Впервые этот термин в печатной публикации, по-видимому, был использован Б.С. Стечкиным в журнале «Техника Воздушного Флота», где была помещена его статья «Теория воздушного реактивного двигателя» (1929 г.)
В английском языке этому термину наиболее точно отвечает словосочетание air-breathing jet engine (буквально — реактивный двигатель, дышащий воздухом).
Воздушно-реактивные двигатели используются, как правило, для приведения в движение воздушных летательных аппаратов.

Сила тяги в ВРД возникает в результате истечения рабочих газов из реактивного сопла. Для получения большой скорости истечения газов из сопла воздух, поступающий в камеру сгорания ВРД, подвергается сжатию. В зависимости от способа сжатия воздуха ВРД делятся на турбокомпрессорные (ТРД), пульсирующие (ПуВРД) и прямоточные (ПВРД).

Общие принципы работы ВРД

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.

ВРД — как реактивный двигатель.

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 окислитель, необходимый для горения топлива. В качестве окислителя в ВРД используется кислород, содержащийся в воздухе.  Следовательно, при одной и той же массе топлива аппарат с ВРД энергетически в несколько раз более обеспечен, чем аппарат с ракетным двигателем, и на активном участке полёта может преодолеть в несколько раз большее расстояние (иногда — в десятки раз).

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 топлива 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. 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:

         (1)

Где  — сила тяги,  — скорость полёта,  — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),  — 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: .

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. Во всяком случае, для каждого ВРД существует некоторая максимальная, специфическая для данного двигателя скорость истечения рабочего тела из сопла, которая ограничивает сверху диапазон скоростей полёта, при которых данный ВРД эффективен.

ВРД — как тепловой двигатель

Наиболее рациональным является формирование реактивной струи в процессе расширения до достижения статического давления рабочего тела, равного забортному атмосферному давлению. Таким образом, для ВРД обязательно условие: давление в камере сгорания перед началом фазы расширения рабочего тела должно превышать атмосферное, и чем больше — тем лучше, тем выше полезная работа термогазодинамического цикла и его КПД. 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 камере сгорания по отношению к атмосферному.

Турбореактивный двигатель

Принцип действия и устройство ТРД

Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД (Jumo-004) этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40 (General Electric GE90). Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя также именуют роторами низкого и высокого давления.

Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока.

Первичный воздух — поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической.

Вторичный воздух — поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.

Третичный воздух — поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.

Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу.

Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является совершенно необходимым, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора. При повышении скорости полёта давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который затормаживается во входном устройстве (так же, как в ПВРД) и поступает на вход низшего каскада компрессора под давлением более высоким, чем атмосферное, при этом повышается и тяга двигателя. Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат «турбина-компрессор», позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей:

  • Температура, которую может выдерживать турбина, ограничена, что накладывает ограничение на количество тепловой энергии, подводимой к рабочему телу в камере сгорания, а это ведёт к уменьшению работы, производимой им при расширении.

Повышение допустимой температуры рабочего тела на входе в турбину является одним из главных направлений совершенствования ТРД. Если для первых ТРД эта температура едва достигала 1000 К, то в современных двигателях она приближается к 2000 К. Это обеспечивается как за счёт применения особо жаропрочных материалов, из которых изготовляются лопатки и диски турбин, так и за счёт организации их охлаждения: воздух из средних ступеней компрессора (гораздо более холодный, чем продукты сгорания топлива) подается на турбину и проходит сквозь сложные каналы внутри турбинных лопаток.  

  • Турбина поглощает часть энергии рабочего тела перед поступлением его в сопло.

Форсажная камера

Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую — увеличением расхода горючего в камере — из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его истечения возрастает, и тяга двигателя увеличивается, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при полетах на высоких скоростях. При форсаже значительно повышается расход топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации, за исключением самолетов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились.

Гибридный ТРД / ПВРД

В 60-х годах XX века в США был создан гибридный ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58, использовавшийся на стратегическом разведчике SR-71 Blackbird. До скорости М=2,4 он работал как ТРД с форсажем, а на более высоких скоростях открывались каналы, по которым воздух из входного устройства поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась, и она начинала работать, как ПВРД. Такая схема работы позволяла расширить скоростной диапазон эффективной работы двигателя до М=3,2. В то же время двигатель уступал по весовым характеристикам как ТРД, так и ПВРД, и широкого распространения этот опыт не получил.

Регулируемые сопла

ТРД самолетов летающих на сверхзвуковых скоростях оборудуются так называемыми регулируемыми соплами. Эти сопла состоят из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг друга и приводимых в движение специальным приводом, позволяющим по команде пилота или автоматической системы управления двигателем изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла, что позволяет оптимизировать работу двигателя при полётах на разных скоростях.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года). В основу двухконтурных ТРД (далее — ТРДД), в англоязычной литературе — Turbofan, положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД. Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур.

m=G2/G1
Где G1 и G2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.

Принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом. В ТРДД заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности — тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы: со смешением потоков за турбиной и без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя.

Например, длина ТРДД АИ-25, устанавливаемого на самолете Як-40 — 2140 мм, а ТРДДсм АИ-25ТЛ, устанавливаемого на самолете L-39 — 3358 мм.

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.

Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)

Специальные поворотные сопла, на некоторох ТРДД, позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолета при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

Порою, в популярной литературе, ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют Турбовентиляторными. В англоязычной литературе этот двигатель называется turbofan с добавлением уточнения high bypass (высокая двухконтурность), сокращённо — hbp. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, как правило, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей, их сопло внешнего контура, достаточно часто делают укороченым с целью снижения массы двигателя.

Вывод:

        Современный турбореактивный двигатель представляет собой синтез высших достижений в области конструкторского искусства, прикладной термоаэрогазодинамики, технологии, металлургии, автоматики, теории прочности и надежности. Дальнейшее его усовершенствование возможно только на основе тщательного учета огромного опыта эксплуатации, накопленного в военной и гражданской авиации, критической оценки колоссального потока технической информации, поступающей из многочисленных научно-исследовательских учреждений, работающих над отдельными и комплексными проблемами авиадвигателестроения.

Литература

  • В.М. Акимов, В.И. Бакулев, Р.И. Курзинер, В.В. Поляков, В.А. Сосунов, С.М. Шляхтенко. Под редакцией С.М. Шляхтенко. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987г.
  • Казанджан П. К., Алексеев Л. П., Говоров А. Н., Коновалов Н. Е., Ю.Н. Нечаев, Павленко В. Ф., Федоров Р.М. Теория реактивных двигателей. М. Воениздат. 1955г.
  • Клячкин А. Л., Теория воздушно-реактивных двигателей, М., 1969г.
  • Кулагин В.В. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М. Машиностроение. 2003г.
  • Стечкин Б.С. Избранные труды. Теория тепловых двигателей. — М.: Наука, 1977г. — 410 с.
  • http://авиатехник.рф
  • http://engine.h20.ru

Комбинатор скорости

Британская компания Reaction Engines в конце октября 2019 года провела успешные испытания предохладителя, одного из самых важных компонентов перспективного комбинированного ракетного двигателя SABRE, с помощью которого будут совершать космические полеты ракетопланы. Испытания компонента проходили на скорости воздушного потока около 5 чисел Маха и температуре 1000 градусов Цельсия. В связи с этим мы решили вспомнить историю появления комбинированных, иначе называемых гибридными, двигателей для летательных аппаратов и разобраться, как именно работает британская силовая установка.

Так покоряли скорость

На 1940-1950-е годы пришелся бум развития авиационного моторостроения — появились и начали серийно использоваться на самолетах реактивные двигатели различных конструкций. Эти силовые установки на боевых самолетах обеспечивали повышенную маневренность и лучшее ускорение по сравнению с традиционными поршневыми двигателями, а также позволяли выполнять, пусть и кратковременные, полеты на скорости, превышающей скорость звука.

В 1950-х годах началась разработка новых боевых и разведывательных летательных аппаратов, способных безопасно для себя действовать в воздушном пространстве, охраняемом системами противовоздушной обороны противника. В частности, ставка делалась на скорость полета — считалось, что чем быстрее летит самолет, тем меньше шансов у зенитной ракеты его догнать.

Необходимость наращивать скорость потребовала поиска новых конструкторских решений. Дело в том, что уже существовавшие тогда воздушно-реактивные авиационные двигатели при всех возможных ухищрениях не могли обеспечить скорость полета больше 2–2,5 числа Маха.

На большой скорости полета на входе двигателя воздушный поток резко тормозится, из-за чего происходит, помимо прочего, его сжатие и рост температуры. Это, в свою очередь, приводит к снижению эффективности работы компрессора, а затем и неэффективному сгоранию топлива.

Разработчики авиационной техники начали экспериментировать с другими двигателями. Наиболее очевидным вариантом оказался ракетный двигатель, не имеющий ограничений по скорости встречного воздушного потока, поскольку для сжигания топлива атмосферный кислород он не использует.

Такой двигатель способен обеспечивать высокие скорости полета. Например, американский экспериментальный самолет Bell X-1 уверенно развивал скорости полета, близкие к 2 числам Маха, а в 1953 году достиг скорости в 2,5 числа Маха на высоте 21,4 тысячи метров. В 1963 году ракетоплан X-15 развил гиперзвуковую скорость в 5,58 числа Маха.

Тем не менее, ракетные двигатели плохо подходили для создания серийных военных, главным образом разведывательных, самолетов. Дело в том, что они не могли обеспечить большую продолжительность полета, а учитывая политическую обстановку того времени, она была крайне желательна, поскольку СССР от США отделяет значительное расстояние.

Так исследователи начали работать над комбинированными двигателями, которые могли бы сочетать в себе свойства силовых установок разных классов.

Например, в СССР в конце 1950-х — в 1960-х годах велась разработка комбинированных ракетно-прямоточных двигателей для разведывательных беспилотных летательных аппаратов. Такие двигатели сочетали в себе ракетную силовую установку и стоящую за ней прямоточную воздушно-реактивную установку.

Если упрощенно описывать работу такого двигателя, то она выглядела следующим образом: ракетная силовая установка сжигала топливо не полностью, после чего газовая струя с не сгоревшим топливом поступала в прямоточный двигатель, где тормозилась и сжималась. Там топливо дожигалось, и отработанные газы выходили из двигателя, создавая тягу.

Аналогичные проекты существовали и в США. В целом по теме комбинированных двигателей разработки велись по нескольким направлениям. Помимо ракетно-прямоточных создавались турбопрямоточные (газотурбинный и прямоточный контуры) и ракетно-турбинные (ракетный и газотурбинный контуры).

Некоторые проекты таких силовых установок предполагали, что они смогут обеспечить скорость полета больше 3 чисел Маха, а некоторые, работающие в том числе и на водороде, — больше 5 чисел Маха. К гиперзвуковой принято относить скорость больше 5 чисел Маха.

Полет «Черного дрозда»

В конце 1960-х годов американские ВВС и Центральное разведывательное управление начали использовать для разведки принципиально новый самолет SR-71 Blackbird, способный на длительные полеты на скорости в 3,17 числа Маха.

Допустимым был и кратковременный полет на скорости в 3,3 числа Маха, но при этом необходимо соблюсти множество условий, в том числе и по нагреву носовой части летательного аппарата. В полете планер самолета мог разогреваться до 450-480 градусов Цельсия.

В 1976 году SR-71 установил рекорд скорости при полете по прямой, составивший 3529,56 километра в час (около 3,3 числа Маха) на высоте 25,9 тысячи метров (это, к слову, тоже было рекордом).

Такой скорости самолет, списанный в 1998 году, мог достигать благодаря комбинированным турбопрямоточным двигателям J58, которые сам разработчик — компания Pratt & Whitney — называл турбореактивными двигателями изменяемого цикла.

По сути, силовая установка J58 сочетала в себе обычный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой и прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Воздухозаборник установки был оборудован подвижными в горизонтальной плоскости конусами.

Основную тягу при полете на скоростях до 2 чисел Маха обеспечивали турбореактивные двигатели, размещенные внутри прямоточных воздушно-реактивных. В таком режиме бóльшая часть поступающего воздуха проходила через зону компрессоров, сжималась, смешивалась с топливом и поступала в камеру сгорания.

Истекающие из камеры сгорания разогретые газы вращали турбину, которая раскручивала входной вентилятор турбореактивного двигателя. По мере роста скорости полета конусы в воздухозаборниках задвигались, постепенно отводя все больше воздуха в обходные каналы прямоточных двигателей.

При этом минимальный приток воздуха в турбореактивный двигатель все равно сохранялся, но уже просто для поддержания его стабильной работы.

При скорости полета около 3 чисел Маха конусы уже были задвинуты почти полностью — бóльшая часть набегающего воздуха сжималась за счет торможения на входе в двигатель и образования в нем ударных волн, из-за этого нагревалась и, минуя компрессоры, камеру сгорания и турбину, поступала сразу в форсажную камеру.

Там воздух смешивался с топливом и раскаленными газами из камеры сгорания турбореактивного двигателя. В таком режиме полета только 10 процентов тяги обеспечивались контуром обычного реактивного двигателя, а 90 процентов — прямоточного.

Сегодня американская компания Lockheed Martin в инициативном порядке разрабатывает разведывательный гиперзвуковой беспилотный летательный аппарат SR-72, способный выполнять полеты на скорости до 6 чисел Маха.

Разработчики утверждают, что этот аппарат также получит комбинированный двигатель, в котором будут объединены качества сразу трех силовых установок: турбореактивной, сверхзвуковой прямоточной и гиперзвуковой прямоточной воздушно-реактивной. Последние две, объединенные в одном корпусе, будут иметь с турбореактивной установкой общие воздухозаборник и сопло.

По похожей схеме для своего гиперзвукового беспилотника разрабатывает комбинированный двигатель китайский Научно-исследовательский и проектно-конструкторский институт авиации в Чэнду. Его силовая установка будет сочетать в себе качества турбореактивного, ракетно-прямоточного и ракетного двигателей.

Китайский двигатель, прошедший первый этап стендовых испытаний в январе текущего года, как предполагается, сможет разгонять беспилотный аппарат до скорости около 6 чисел Маха.

В космос на самолете

В феврале 2018 года российское Опытно-конструкторское бюро имени Люльки провело испытания комбинированного турбопрямоточного пульсирующего детонационного двигателя. Испытания установки — уменьшенного прототипа двигателя — проходили в турбореактивном и прямоточном режимах.

Частота детонации топливной смеси в новом российском двигателе составляет 20 килогерц. Силовая установка разрабатывается для применения на самолетах, способных на традиционный аэродромный взлет и полеты за пределы атмосферы.

Детонацией называется такое горение какого-либо вещества, в котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука. При этом по веществу проходит ударная волна, за которой следует химическая реакция с выделением большого количества энергии.

В современных двигателях сгорание топлива происходит с дозвуковой скоростью. Такое горение называется дефлаграцией.

Детонационные двигатели конструктивно делятся на два основных типа: импульсные (или пульсирующие) и ротационные.

В импульсных двигателях происходят короткие взрывы по мере сгорания небольших порций топливо-воздушной смеси. В ротационных же горение смеси происходит в кольцевой камере постоянно без остановки. Детонационные двигатели способны работать в широком пределе скоростей полета — от 0 до 5 чисел Маха.

Считается, что такие силовые установки могут выдавать большую мощность, потребляя топлива меньше, чем обычные реактивные двигатели. При этом конструкция детонационных двигателей относительно проста: в них отсутствуют компрессор и многие движущиеся части.

Некоторые разработчики считают комбинированные двигатели ключом к созданию космопланов, не нуждающихся в дополнительных ступенях. В отличие от уже не используемых американских Space Shuttle или советского «Буран», которые не могли обходиться без ракет-носителей, или разрабатываемого сегодня американского SpaceShipTwo, который не может обходиться без самолета-носителя White Knight Two.

Космопланы с комбинированными двигателями смогут взлетать с наземных аэродромов и самостоятельно вылетать за пределы атмосферы. Такие аппараты можно будет использовать как для дешевой доставки небольших спутников на орбиту, так и для космического туризма.

Британская компания Reaction Engines создает собственный комбинированный двигатель для космоплана Skylon собственной же разработки (хотя изначально речь шла о небольшой ракете-носителе). Британский двигатель можно отнести к классу ракетно-турбинных комбинированных силовых установок, поскольку он будет сочетать в себе свойства турбореактивного и ракетного двигателей.

Упрощенно схема работы SABRE выглядит следующим образом: в полете воздух поступает в воздухозаборник, затем в компрессор, а потом в камеру сгорания ракетной части. Там он уже смешивается с водородом, смесь сгорает, а истекающие газы — создают тягу.

Такой режим предполагается использовать для полетов в пределах атмосферы и на скорости до 5,5 числа Маха. После превышения этой скорости воздухозаборник будет полностью перекрываться. При этом для сжигания водорода в ракетной части двигателя будет использоваться жидкий кислород из кислородных баков.

Этой схемой работы SABRE похож на комбинированный двигатель LACE, конструкцию которого в 1980-х годах предложил британский конструктор Алан Бонд.

В двигателе LACE на атмосферном участке полета жидкий кислород планировалось получать из атмосферного воздуха путем его охлаждения. Кроме того, в LACE турбина должна была раскручиваться газами, истекающими из ракетной части двигателя. Вращение турбины передавалось бы на компрессор, сжимающий воздух, который поступал бы из воздухозаборника.

Проект LACE разрабатывался в рамках засекреченной программы HOTOL, предполагающей создание космоплана. Эта программа была закрыта в 1989 году из-за нехватки финансирования.

SABRE

SABRE расшифровывается как Synergetic Air Breathing Rocket Engine, синергический воздушно-реактивный ракетный двигатель. Эта силовая установка состоит из нескольких ступеней: воздухозаборника, предохладителя, компрессора, системы охлаждения, камеры сгорания, сопла и «прямоточных дожигателей».

В полете воздух будет попадать в воздухозаборник, где будет происходить его сжатие и, как следствие, нагрев. На скоростях около 5 чисел Маха нагрев воздуха может достигать 1,5 тысячи градусов — это критично высокая температура как для самого двигателя, так и для эффективного сжигания топлива.

В предохладителе, состоящем из 16800 тончайших трубок, воздух будет охлаждаться до температуры в -150 градусов Цельсия. Внутрь трубок под давлением почти в 200 атмосфер закачивается жидкий гелий, выполняющий роль теплоносителя.

После предохладителя воздух поступает в компрессор, способный сжимать его до 140 атмосфер, после чего сжатый воздух поступает в камеру сгорания ракетной части двигателя. Тягу будут создавать отработавшие газы, истекающие из сопла.

Гелий, нагреваясь от воздуха и от этого расширяясь, в предохладителе сначала будет поступать в зону турбины, раскручивая ее. Вращение от турбины будет передаваться на компрессор.

После турбины гелий будет подаваться в охладитель. Там его температура снизится за счет теплообмена с жидким водородом, подающимся по сети трубочек из топливного бака. Нагревшийся водород из системы охлаждения частично будет поступать в камеру сгорания ракетной части двигателя.

Разработчики отмечают, что из-за нагрева в камере охлаждения будет образовываться больше нагретого водорода, чем необходимо для работы ракетной части двигателя. Излишки водорода и будут сгорать в «прямоточных дожигателях». Последние представляют собой небольшие прямоточные воздушно-реактивные двигатели, играющие двойную роль.

Во-первых, они будут сжигать излишки водорода, внося небольшой вклад в создание тяги двигателя. Во-вторых, в них из зоны забора компрессора (расположена перед ним) будут стекать излишки воздуха, не попавшие в основной контур двигателя.

На скорости более 5,5 числа Маха воздухозаборник силовой установки будет полностью перекрываться. При этом ракетный двигатель переключится на подачу окислителя — жидкого кислорода — из кислородного бака.

Отличительной чертой комбинированного двигателя SABRE разработчики называют его относительную компактность — по своим размерам он не будет превышать турбовентиляторный двигатель F135, стоящий на американских истребителях F-35 Lightning II.

Длина F135 составляет 5,6 метра, а наибольший диаметр — 1,2 метра. Двигатель имеет массу 1,7 тонны без учета дополнительных систем.

На протяжении ближайшего года Reaction Engines намерена провести серию испытаний не только предохладителя, но и нескольких других частей перспективного комбинированного двигателя.

Параллельно будет вестись сборка первого полноразмерного образца силовой установки, стендовые испытания которого планируется начать в конце 2020-го или в 2021 году. Предполагается, что космопланы с двигателями SABRE могут начать выполнять регулярные полеты в 2030-х годах.

Современные авиационные и космические разработки, помимо прочего, нацелены на уменьшение стоимости полета и запусков. Предполагается, что комбинированные двигатели помогут решить эту задачу. Но существуют и другие разработки, в том числе ротационных детонационных и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. О некоторых из таких разработок мы рассказывали в материале «Установки на будущее».

Василий Сычёв

Как работают реактивные двигатели?

Мэтью Джонстон

Пилоты должны хорошо разбираться во всех аспектах управления самолетом, чтобы обеспечить безопасный и эффективный полет. В этом руководстве рассматривается вопрос: как работают реактивные двигатели?

1.
Разработка реактивного двигателя

2.
Принципы и механика реактивных двигателей

3.
Реактивное топливо

4.
В чем разница между реактивными двигателями и турбовинтовыми двигателями?

Для тех, кто родился в реактивном веке, эта технология легко воспринимается как нечто само собой разумеющееся. Даже на реактивном самолете дальние путешествия, такие как из Флориды на Гавайи, могут занять несколько часов, но представьте себе полет без мощных реактивных двигателей, которые могут обеспечить реактивные двигатели. Пилотам, которые летают на реактивных самолетах, требуется рейтинг типа и другие сертификаты, выходящие за рамки частного сертификата, а те, кто уполномочен действовать в качестве командира пилота (PIC), посвящают учебное время изучению того, как работают реактивные двигатели. Четкое понимание этого позволяет пилотам летать безопасно, более эффективно и с большим пониманием того, как двигатель работает с аэродинамическими силами, чтобы приземлиться, совершить крейсерский полет и снова взлететь.

 

Разработка реактивного двигателя

Чтобы в полной мере оценить важность реактивного двигателя и его место в авиации, лучше всего знать, как они появились и что они по большей части заменили. Первые мечтатели авиации делали наброски прототипов реактивных двигателей еще до того, как стали возможны воздушные шары и планеры. До появления реактивных самолетов самолеты приводились (и многие до сих пор) в движение с поршневыми и винтовыми двигателями. В то время как разработка турбовинтовых двигателей помогла увеличить скорость, тягу и мощность самолетов, авиационные инженеры все еще пытались использовать реактивную мощность.

Как и большинство инноваций в области авиации, разработка реактивных двигателей была вызвана войной. Горстка первых пионеров авиации, в том числе Сэмюэл Лэнгли, финансировалась военным министерством США для обеспечения полета человека с двигателем, чтобы его можно было использовать в качестве оружия. Хотя первый полет братьев Райт состоялся всего за несколько лет до начала Первой мировой войны, авиационные технологии быстро продвинулись во время войны до такой степени, что воздушные бои между самолетами происходили в самолетах с открытой кабиной.

Вторая мировая война подтолкнула ученых и инженеров к разработке не только ракет и ракетной техники, но и реактивных двигателей. Еще в 1939 году реактивные двигатели существовали, но в основном в лабораториях. Немецкий физик Ганс ван Охайн разработал работоспособный реактивный двигатель, который можно было использовать в истребителе. Сам самолет был построен компанией Messerschmitt и получил название Me 262. Как и все реактивные самолеты, самолет потреблял огромное количество топлива, и инженеры испытывали затруднения с этой ранней версией, поскольку было трудно удерживать его в воздухе, когда расходные материалы были в большом спросе. Он не летал много, но это был сильный первый шаг. В то же время британский новатор Фрэнк Уиттл разработал собственный реактивный двигатель, который использовался в Gloster Meteor. Иногда его использовали в качестве оборонительной меры, но его относительная низкая скорость делала его непрактичным для ведения боевых действий за границей.

После войны применение реактивных двигателей перешло к пассажирским авиалиниям. Как только это стало возможным, авиаперелеты стали намного дешевле и доступнее. Считается, что эпоха реактивных самолетов началась в 1958 году, когда ныне несуществующая авиакомпания Pan American Airlines начала полеты за границу на самолетах Boeing 707.

 

Принципы и механика реактивных двигателей

Огромная скорость реактивного двигателя работает в соответствии с Третьим законом физики («Каждое действие равно противодействию».) Третий закон приводится в действие тяга, создаваемая газовыми турбинами внутри. В передней части реактивного двигателя вентилятор всасывает воздух. (Если вы посмотрите на реактивный двигатель пассажирского реактивного самолета, вы увидите лопасти этого вентилятора.) Затем воздух удерживается внутри двигателя, где компрессор подает его под давлением. Компрессор содержит несколько вентиляторов, все они снабжены лопастями и закреплены на валу.

После того, как эти вентиляторы выполнили свою работу по сжатию воздуха, подается топливо. Затем зажигается искра, в результате чего смесь топлива и воздуха воспламеняется. Затем эта комбинация быстро расширяется и направляется через сопло, расположенное в задней части двигателя. Эта концентрированная энергия и есть тяга, которая приводит в движение самолет. Реакция происходит с экстремальной скоростью, и турбины большинства современных реактивных двигателей вращаются более 10 000 раз в минуту. В просторечии многие летные инструкторы описывают этот процесс своим ученикам как «сосать, сжимать, хлопать, дуть».

 

Реактивное топливо

Что в топливной смеси вызывает такую ​​мощную реакцию? Реактивное топливо технически известно как авиационное турбинное топливо или ATF. В то время как в первоначальных экспериментах с реактивным двигателем использовалась энергия пара, а ранние поршневые двигатели работали на бензине. Современные реактивные двигатели летают на топливе на основе керосина, и делают это с конца Второй мировой войны, и в мире авиации это обычно сокращается как «автур».

ATF обычно прозрачная или светло-желтая. Он состоит из смеси углеводородов и по соображениям безопасности обрабатывается в соответствии с международными спецификациями и стандартами. В коммерческой авиации большинство реактивных двигателей используют топливо, известное как Jet A и Jet A-1. Разница между Jet A и Jet A-1 в том, что Jet A замерзает при 40 градусах ниже нуля, а Jet A-1 — при -53 градусах. В большинстве самолетов авиации общего назначения с газотурбинными двигателями используется состав под названием Jet B, тип характеристик, специально разработанный для холодной погоды.

 

В чем разница между реактивными двигателями и турбовинтовыми двигателями?

Реактивные двигатели не используют пропеллеры; так сказать, «пропеллеры» находятся внутри двигателя самолета в функции вентилятора. Однако они неэффективны, а авиакеросин стоит дорого. Турбовинтовые самолеты — это сочетание современных технологий и инновационного использования легких материалов.

Если турбовинтовой самолет считается переходным летательным аппаратом между поршневыми и реактивными самолетами, то почему самолеты с ними до сих пор летают? Турбовинтовые становятся все реже, но они все еще используются на региональных авиалиниях и самолетах авиации общего назначения. Их предпочитают многие пилоты, потому что они, как правило, менее автоматизированы и гораздо более эффективны при коротких поездках. Например, имеет смысл запустить реактивный двигатель, чтобы лететь из штата Мэн в Неваду, но более короткий перелет из Колорадо в Нью-Мексико более эффективен при меньшем количестве топлива. В этих обстоятельствах чаще всего выбирают турбовинтовые самолеты.


 

Мэтью Джонстон

Г-н Мэтью А. Джонстон имеет более чем 23-летний опыт работы на различных должностях в сфере образования и в настоящее время является президентом Калифорнийского университета аэронавтики. Он поддерживает членство и является поддерживающим участником нескольких ассоциаций по продвижению и защите авиации, включая Ассоциацию университетской авиации (UAA), Региональную ассоциацию авиакомпаний (RAA), AOPA, NBAA и EAA с программой Young Eagles. Он гордится своим сотрудничеством с авиакомпаниями, авиационными предприятиями и отдельными авиационными профессионалами, которые вместе с ним работают над развитием Калифорнийского университета аэронавтики как лидера в обучении авиационных специалистов.

Сколько стоят реактивные двигатели?

Автор
Доктор Омар Мемон

Реактивный двигатель может стоить от 50 000 до 50 миллионов долларов в зависимости от размера и мощности.

Фото: Гетти Изображений

Реактивные двигатели — это сложные машины, для которых требуются новые материалы и безупречная обработка. Хорошо проработанная и надежная конструкция двигателя необходима для двигателей самолетов, которые поднимают пассажиров и грузы над землей и летают на большие расстояния.

Производители реактивных двигателей публично не публикуют прейскурантные цены на свою продукцию. Однако стоимость двигателя сильно зависит от размера и требований к двигателю. Даже когда указана прейскурантная цена двигателя, фактическая цена, уплачиваемая клиентом, сильно отличается и оговаривается в каждом конкретном случае.

Малые двигатели

Поршневые двигатели, используемые на небольших самолетах авиации общего назначения, таких как Cessna 172, стоят от 40 000 до 70 000 долларов. Такие двигатели представляют собой винтовые двигатели с фиксированным шагом и относительно небольшой мощностью (подобной мощности большого автомобильного двигателя). Небольшие поршневые двигатели, которыми оснащаются легкие самолеты (вместимостью 2-4 пассажира), дешевле двигателей большой мощности.

Фото:
Уэстли Бушелл через Flickr

Турбовинтовые двигатели

для более крупных самолетов (40-70 пассажиров) требуют гораздо большей мощности и, следовательно, больше и дороже. Такие двигатели стоят от 700 000 до 1,5 млн долларов.

Небольшие турбовентиляторные двигатели аналогичного диапазона, используемые в бизнес-джетах, таких как Gulfstream G650, стоят от 1,5 до 3,5 миллионов долларов за единицу. В то время как большинство бизнес-джетов такого размера перевозят от 18 до 28 пассажиров, для этой миссии требуются двигатели с низким расходом топлива.

Средние двигатели

ТРДД среднего размера, такие как Pratt & Whitney PW1500G и CFM International LEAP, намного крупнее и значительно сложнее по конструкции и функциональности. Такие двигатели требуют высокой мощности для самолетов вместимостью 100-200 пассажиров, таких как Airbus A320 и Boeing 737. Такие двигатели стоят от 10 до 15 миллионов долларов.

Большие двигатели

Большие турбовентиляторные двигатели, которыми оснащены некоторые из крупнейших авиалайнеров, в том числе Boeing 777, Airbus A350 и Airbus A380, намного крупнее и сложнее. При высоких требованиях к мощности такие двигатели могут стоить от 25 до 45 миллионов долларов. Самый большой коммерческий двигатель в мире, General Electric GE9X (еще не введенный в эксплуатацию с Boeing 777X) стоит колоссальную цену в 42 миллиона долларов.

Фото: Rolls Royce

По сравнению с двигателями коммерческих самолетов военные двигатели могут быть намного дороже в зависимости от их конструкции и эксплуатационных возможностей. Хотя стоимость типичных двигателей для военных самолетов редко публикуется, в июне 2022 года компания Raytheon Pratt & Whitney получила контракт командования военно-воздушных систем на сумму до 8 миллиардов долларов на поставку 178 истребителей F-35. Учитывая, что контрактная сумма используется исключительно на стоимость двигателей, получается почти 45 миллионов долларов за двигатель.

Почему реактивные двигатели дорогие?

Сложные конструкции и всесторонние испытания — два ключевых фактора, определяющих стоимость реактивного двигателя. Реактивные двигатели должны быть легкими, прочными, экономичными и безопасными одновременно. При рабочих температурах, достигающих 2700 градусов по Фаренгейту (1500 градусов по Цельсию), в реактивных двигателях используются дорогие термостойкие суперсплавы.

Для сравнения: тонна углеродистой стали стоит примерно 500 долларов, тогда как специальный суперсплав на основе никеля и хрома может стоить почти 50 000 долларов за тонну. Кроме того, жесткая обработка и небольшие допуски делают реактивные двигатели сложными и трудоемкими.

Фото: Rolls Royce

Чтобы соответствовать правилам техники безопасности, реактивные двигатели должны пройти комплексную серию испытаний. Реактивные двигатели подвергаются экстремальным условиям окружающей среды и эксплуатации в испытательной камере и на испытательном стенде (испытательном самолете) перед сертификацией для эксплуатации. Среднему турбовентиляторному двигателю может потребоваться до 10 000 полетных циклов двигателя (EFC) во время сертификационных испытаний.

Что вы думаете о стоимости реактивных двигателей? Расскажите нам в разделе комментариев.