Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета

НАЦИОНАЛЬНЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ УКРАИНЫ КИЕВСКИЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ

РЕФЕРАТ

Тема: «КОМБИНИРОВАННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БОЛЬШИХ ВЫСОТ И СКОРОСТЕЙ ПОЛЁТА»

Выполнил студент группы ВЛ-93

Предаченко К.О.

Киев — 2011

1. Комбинированные двигатели

2. Ракетно-прямоточные двигатели

3. Турбопрямоточные двигатели

4. Ракетно-турбинный

5. Турбопрямоточный двигатель Pratt & Whitney J58-P4

1. КОМБИНИРОВАННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам: р = const (Брайтона, ракетный), V = const, смешанному (периодического сгорания), циклам поршневых двигателей, двигателей внешнего сгорания и др. (см. Цикл двигателя термодинамический).

Можно выделить две основные группы К. д.:

1) двигатели комбинированных циклов, сочетающие циклы различных исходных двигателей в пределах тракта с обменом энергией между составляющими циклы процессами;

2) двигатели, в которых используются общие элементы для реализации различных циклов в разных условиях (режимах полёта и режимах работы).

К первой группе относятся: турбопрямоточный двигатель эжекционного типа с передачей части энергии продуктов сгорания воздуху, поступающему в прямоточный контур; турбовинтовой двигатель (ТВД), в котором часть свободной энергии цикла расходуется на привод винта; турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), в котором часть свободной энергии цикла расходуется на сжатие воздуха, поступающего в вентиляторный контур; ракетно-турбинный двигатель (РТД), в котором часть энергии продуктов сгорания передаётся воздуху, сжимаемому компрессором, и др. Рабочий цикл всех К. д. можно разделить на два подцикла: генераторный, служащий для вырабатывания энергии, передаваемой рабочему телу, участвующему в основном цикле, и основной, в котором подведённая энергия превращается в работу двигателя или (и) движителя. В общем случае энергия генераторного цикла может быть передана основному циклу в любой форме (в виде механической работы, теплоты). Термодинамическая эффективность К. д. первой группы определяется увеличенной по сравнению с двигателями исходных типов разностью температур источника энергии и холодильника в обоих циклах и увеличением суммарной степени повышения давления в цикле. Поэтому, например, в РТД, благодаря повышению давления в генераторном цикле и росту термического коэффициента полезного действия з по сравнению с соответствующими значениями тех же величин в турбореактивном двигателе, можно уменьшить габаритные размеры и массу, а благодаря увеличению полётного коэффициента полезного действия по сравнению с коэффициентом полезного действия ракетного двигателя — повысить полный коэффициент полезного действия (см. Коэффициент полезного действия реактивного двигателя). По способам передачи энергии от генераторного цикла основному различают: К. д. с отбором механической работы, но без отбора теплоты, то есть без смешения рабочих тел, участвующих в циклах, и без теплопередачи от генераторного цикла основному (турбореактивный двухконтурный двигатель, турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажом во II контуре, РТД вентиляторного типа, РТД с раздельными газогенераторным и основным контурами и т. д.); К. д. с отбором теплоты, но без отбора механической энергии от генераторного цикла к основному, то есть двигатели замкнутых схем с теплообменом между генераторным и основным циклами (атомный ТРД, двигатель внешнего сгорания с регенерацией теплоты и др.); К. д. с отбором механической работы и тепловой энергии от генераторного цикла для основного, то есть со смешением рабочих тел, участвующих в циклах, либо К. д. без смешения потоков, но с передачей механической работы и теплоты от генераторного цикла основному через турбокомпрессор и теплообменник или в процессе смешения (турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков, РТД со смешением потоков, РТД «пароводородной» схемы с приводом турбины от газифицированного и подогретого водорода, водородные РТД с ожижением части воздуха за компрессором, ракетно-прямоточные двигатели различных типов и т. д.). Оптимальное значение передаваемой энергии от генераторного цикла основному и способ её передачи (в виде теплоты или механической работы) для достижения максимальной экономичности этих типов К. д. в общем случае зависят от значения свободной энергии генераторного цикла, режима полёта и коэффициента полезного действия элементов.

Ко второй группе К. д. можно отнести обычные турбопрямоточные двигатели, в которых затурбинная камера сгорания на турбокомпрессорном режиме играет роль форсажной камеры с дожиганием топлива в цикле турбореактивного двигателя с форсажной камерой или турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой, а на прямоточном режиме служит камерой сгорания бескомпрессорного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (прямоточный воздушно-реактивный двигатель). К этой группе также относятся так называемые интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели, в которых камера сгорания в одном диапазоне режимов полёта работает как камера сгорания ракетного двигателя твёрдого топлива, а в другом (после выгорания твёрдого топлива) — как камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Основные особенности параметров и характеристик К. д. этой группы обусловлены особенностями рабочего процесса двигателей исходных циклов в соответствующих условиях полёта, а также условиями перехода с одного режима на другой. Преимущества К. д. этой группы — возможность уменьшения габаритных размеров и массы по сравнению с соответствующими параметрами смешанной двигательной установки, состоящей из устанавливаемых на летательном аппарате двигателей двух типов, реализующих исходные циклы.

2. РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) представляет собой двигатель прямоточной схемы, в воздушном контуре которого установлены ракетные двигатели. Газообразные продукты первичного сгорания топлив в камере ракетного двигателя истекают из его сопла в прямоточный воздушный тракт непосредственно за диффузором. Реактивные газы РкД, обладающие высокой температурой и большой кинетической энергией, смешиваются с воздухом в камере эжектора, повышая его полное давление и температуру. В воздушном контуре РПД могут устанавливаться дополнительные коллекторы, через которые жидкое горючее вводится непосредственно в воздух или в смесь газов. Сгорая в свободном кислороде воздуха, это горючее повышает температуру газов перед их истечением из сопла комбинированной установки. Подмешивание атмосферного воздуха к реактивной струе позволяет увеличить импульс последней.

РПД обладает промежуточными характеристиками между РкД и ПВРД, более высокой тягой, чем ПВРД, и более высокой экономичностью, чем ЖРД. Таким образом, он может охватить так называемую «мертвую» зону в характеристиках этих двигателей. В зависимости от требования можно изменять долю ракетного и прямоточного контуров и, таким образом, иметь характеристики РПД, более близкие к РкД или ПВРД. В принципе компоновка РПД позволяет осуществить переход комбинированного двигателя целиком на прямоточный режим работы. Это целесообразно осуществить при скоростях полета, когда тяговые характеристики СПВРД оказываются достаточными для выполнения технической задачи (обычно это числа М = 2,5−3,0). На большой высоте, когда плотность атмосферного воздуха мала и воздушный контур РПД имеет малую долю тяги, возможно форсировать РПД за счет повышения тяги РкД, установленного в его тракте.

а — РПД с раздельными камерами смешения и догорания (РПДэ); б — РПД с единой камерой смешения-сгорания; в — РПД на твердом топливе; г — РПД с кольцевой камерой эжектора.

РАА-АЕ-ПД с комбинированным ракетно-прямоточным двигателем

3. ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Турбопрямоточный двигатель (ТПД) — комбинированный многорежимный ВРД для полётов с гиперзвуковыми скоростями (Маха числа полёта М (?) до 5, при использовании в качестве топлива водорода примерно до 6), содержащий газотурбинный и прямоточный контуры. ТПД сочетает свойства и преимущества турбореактивного двигателя с форсажем (ТРДФ, ТРДДФ) при взлёте и небольших сверхзвуковых скоростях полёта и прямоточного воздушно-реактивного двигателя при больших сверхзвуковых скоростях полёта. В ТПД с последовательной работой контуров вначале (от взлёта до умеренных сверхзвуковых скоростей полёта) работает только газотурбинный контур; при М (?) = 2,5—3 происходит переход на прямоточный режим работы, при этом подача топлива в газотурбинный контур прекращается. Особенность таких ТПД — наличие общей для контуров форсажно-прямоточной камеры сгорания, расположенной перед реактивным соплом. В ТПД с отдельной камерой сгорания прямоточного контура возможна параллельная работа контуров, начиная с М (?) = 1,5—2, благодаря чему повышается тяга двигателя на промежуточных скоростях полёта. При полёте с числами М (?) = 3—3,5 газотурбинный контур может быть переведён на режим авторотации для привода агрегатов двигателя. При использовании в газотурбинном контуре ТПД двухконтурного двигателя повышается экономичность ТПД при крейсерском полёте с дозвуковой скоростью. ТПД могут использоваться в качестве силовой установки на сверхзвуковой пассажирских самолётах.

4. РАКЕТНО-ТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Ракетно-турбинный двигатель (РТД) — комбинированный двигатель, в котором сочетаются элементы турбореактивного и ракетного двигателей. В РТД компрессор, сжимающий атмосферный воздух, приводится во вращение турбиной, работающей на продуктах сгорания газогенератора (ГГ), представляющего собой ракетный двигатель. Основные разновидности РТД: по принципиальной схеме — РТД со смешением потоков продуктов сгорания ГГ и воздуха за компрессором — РТДсм, РТД с раздельными потоками — РТДр; по типу используемого топлива — РТД жидкого топлива (РТДЖ), РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газообразного топлива (РТДГ), РТД гибридного топлива и воздушно-реактивные РТД, использующие в качестве топлива горючее при работе ГГ ракетного двигателя на газифицированном и подогретом горючем или на переобогащённой смеси воздух — горючее (РТД «пароводородной» схемы — РТДп, РТД с системой ожижения части воздуха, отбираемого за компрессором, — РТДож и др.); по конструктивной схеме — РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины, РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с частотой вращения ротора турбины.

Термодинамический цикл РТД, как и любого комбинированного двигателя, состоит из двух циклов: генераторного ракетного цикла (цикла ГГ) и основного (рабочего) воздушного цикла с обменом энергии между ними и передачей механической работы (в РТДр) или работы и теплоты (в РТДсм). Относительная работа и термический кпд (о1) основного цикла РТД выше соответствующих параметров циклов форсированных ТРД (или ТРДД) благодаря увеличению степени повышения давления в цикле ГГ и степени теплоподвода, что при использовании одного и того же топлива обусловливает тягово-экономические преимущества РТД перед форсированными ТРД (или ТРДД). Удельная масса РТД ниже, чем ТРДДФ, вследствие увеличения давления в цикле ГГ и уменьшения размеров ГГ. Высотно-скоростные характеристики РТД, использующего ракетное топливо, занимают промежуточное положение между характеристиками ЖРД и ТРДФ (или ТРДДФ). РТД имеют преимущества перед смешанной силовой установкой, состоящей из ТРДФ (или ТРДДФ) и ЖРД, обеспечивая при равных с ней значениях тяги более низкие удельные расходы топлива, а при одинаковых удельных расходах топлива обладают лучшими габаритными и высотными показателями.

В 80-х гг. РТД ещё не нашли практического применения.

5. ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ PRATT & WHITNEY J58-P4

Pratt & Whitney J58-P4 (обозначение компании JT11D) — турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который использовался на Lockheed A-12, и, впоследствии, на YF-12 и на SR-71 Blackbird. Это по существу гибрид турбореактивного двигателя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Фотография двигателя, где тоже хорошо видны перепускные трубы, отбирающие воздух у вентилятора История и описание. J58 был первоначально развивался для ВМС США, для планируемой версии реактивной летающей лодки Martin P6M. После отмены этого проекта, двигатель был выбран Convair и Lockheed для их сверхзвуковых самолетов. Другие источники связывают его происхождение с запросами ВВС США для силовой установки WS-110A, в будущем XB-70 Valkyrie. Это был первый двигатель, который мог долго работать с применением форсажа, и первый двигатель, который был испытан ВВС США на скорости порядка 3 Махов. Главной особенностью J58 были конусы в воздухозаборниках изменяемой геометрии, которые автоматически перемещались вперед и назад, управляемые специальным компьютером. Управление положением конусов и перепускных створок происходит по данным о давлении воздуха в каналах воздухозаборников. Эти конусы смещали сверхзвуковой поток воздуха, гарантируя подачу дозвукового потока воздуха в воздухозаборники. Конусы находятся в выдвинутом положении и заблокированы при высоте ниже 9144 метров. Выше этой высоты они разблокируются. Если же скорость полета превышает 1.6 Маха, то конусы начинают перемещаться назад приблизительно на 4 см за 0.1 Мах, до общего расстояния приблизительно 66 см. (положение конусов программируется как функция числа М полета и может изменяться при отклонении от номинальных значений углов атаки и скольжения)

J58 это турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который работает и как турбореактивный двигатель и как прямоточный воздушно-реактивный двигатель с помогающим вентилятором. Турбовентиляторные двигатели были редки в то время, но Бен Рич позднее описал двигатель как «турбовентиляторный реактивный двигатель с отбором воздуха (bypass jet engine by air withdrawal)». При скорости 3.2 Маха, 80% тяги двигателя обеспечивается прямоточной частью двигателя и только 20% турбореактивной частью. На более низких скоростях J58 работает как чистый турбореактивный двигатель. Двигатель SNECMA M35 считается развитием этого двигателя.

Высокие скорости и температуры двигателя потребовали нового реактивного топлива JP-7. Трудности в его поджигании потребовали впрыска в двигатель специального вещества — triethylborane (TEB), который впрыскивался в двигатель для поджига топлива вначале, и впрыскивался в форсажную камеру (для включения форсажа) в полете; выше ?5 °C TEB спонтанно загорается в контакте с воздухом. Каждый двигатель нес закрытый контейнер герметизируемый азотом (это видно на других фотографиях двигателя) с 600 смі TEB, что было достаточно для, по крайней мере, 16 запусков, перезапусков, или включений форсажа; это число ограничивало длительность полета SR-71, так как после каждой дозаправки в воздухе форсажные камеры должны быть заново зажжены.

Схема. J58 — гибридный двигатель: эффективный турбореактивный двигатель внутри прямоточного двигателя с помогающим вентилятором. Это требуется, потому что турбореактивные двигатели неэффективны на высоких скоростях, но прямоточные двигатели не могут работать на низких скоростях. Для решения этой проблемы, путь потока воздуха через двигатель меняется, в зависимости от того, что более эффективно: прямоточный двигатель, или турбореактивный двигатель, таким образом реализуя изменяемый цикл. Для создания этого эффекта, на скоростях более чем 3200 километров в час, носовой обтекатель двигателя выдвигался приблизительно на 5 сантиметров вперед, чтобы улучшить воздушный поток в прямоточной части.

Тут хорошо бы дать более детальное описание потоков воздуха в двигателе, согласно этой схеме (см след стр). Воздух первоначально сжатый и нагретый конусами ударной волны входит в 4-х стадийный компрессор, и, затем, поток воздуха разделяется: часть воздуха проходит в компрессор (воздух «основного потока»), в то время как оставшийся поток обходит ядро, чтобы войти в форсажную камеру. Воздух, идущий через компрессор далее сжимается перед входом в камеру сгорания, где он смешивается с топливом и поджигается. Температура потока достигает своего максимума в камере сгорания: чуть ниже температуры, от которой турбинные лопатки размягчились бы. Воздух охлаждается, проходя через турбину и соединяется с воздухом обхода до того, как попадает в форсажную камеру.

Cхема потоков воздуха в двигателе, на разных скоростях Маха В пределах 3-х Махов, начальное сжатие конусом ударной волны сильно нагревает воздух, что означает, что турбореактивная часть двигателя должна уменьшить отношение топливо/воздух в камере сгорания, чтобы не расплавить лопатки турбин далее по потоку. Турбореактивные компоненты двигателя таким образом обеспечивают намного меньшую тягу, а 80% тяги двигателя обеспечивается воздухом, минующим большинство турбин и поступающим в форсажную камеру, где он сгорает, расширяясь и создавая реактивный момент в направлении задней поверхности сопла.

Технические данные

* тип двигателя: турбопрямоточный с осевым компрессором

* одновальный

* число уровней компрессора: 9

* RPM компрессора: 7000 об/мин

* число уровней турбины: 2

* камера сгорания: кольцевая c 8-ю камерами

* число инжекторов: 48 (6 на каждую камеру)

* температура перед турбиной: 1100° C

* температура исходящих газов (на форсаже): 1750° C

* Статическая тяга на форсаже: 144.6 kN

* Тяга без форсажа: 106.3 kN

* Вес: 3200 кг

* Длина: 5.72 м

* Диаметр макс.: 1.37 м

* Фронтальная поверхность: 1.48 кв. м.

* Расход воздуха: 150−200 кг/с

* Степень сжатия: 8.5:1

* Степень сжатия на крейсерской скорости: 40:1

* Удельный расход топлива в режиме форсажа = 53.8 грамм/кН*с

* Удельный расход топлива без форсажа = 25.48 грамм/кН*с

ЛИТЕРАТУРА

комбинированный ракетный двигатель полет

1. Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г. П. Свищев. 1994.

2. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов: Орлов Б.В.(ред.) -М.:Машиностроение.1967

3. Goodall, James and Jay Miller. «Lockheed's SR-71 'Blackbird' Family A-12, F-12, M-21, D-21, SR-71». Hinckley, England: AeroFax-Midland Publishing, 2002

4. http://ru.wikipedia.org/wiki/Pratt_%26_Whitney_J58-P4

5. http://history.nasa.gov/SP-4404/ch7−5.htm

6. http://www.islandone.org/LEOBiblio/SPBI102.HTM