Главная > Разное > Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

Реактивные двигатели и ракеты

В течение почти сорока лет со времени активного полета воздушный винт, приводимый в движение поршневым двигателем внутреннего сгорания, был единственным необходимым элементом создания силы тяги в воздухе. Конечно, за эти годы поршневой двигатель самолета значительно усовершенствовался. Например, мы уже говорили, что двигатель, использовавшийся братьями Райт, имел вес 15 фунтов на лошадиную силу; это соотношение уменьшилось до менее чем одного фунта на лошадиную силу. Кроме того, сейчас также используется и развивается система новых двигательных установок, конкурирующая с обычными двигателями и воздушным винтом. В основном, как мы уже говорили, все винтовые устройства основаны на принципе реакции или струи. В основном они отличаются видом используемой энергии и способом приведения струи в действие.

Энергия для воздушных двигателей может вырабатываться с использованием кислорода атмосферного воздуха в качестве химического

реагента в сочетании с каким-либо топливом, например углеводородом, таким как бензин или керосин. Второй класс двигательных установок использует топливные смеси, которые вырабатывают энергию без использования атмосферного кислорода. Такие двигательные установки называются ракетами. Наконец, в качестве источников энергии можно использовать ядерные реакции.

Рассмотрим подробнее эти три класса двигательных установок. Устройства, использующие воздух и топливо, можно разделить по методу запуска струи, реакция которой обеспечивает тягу как движущую силу. С помощью винта струя создается чисто механическим способом. Воздушный винт приводился в действие исключительно двигателями, совершающими возвратно-поступательное движение, т. е. поршневыми двигателями, до тех пор, пока в качестве основного движителя не был создан легковесный газотурбинный двигатель. Соединение воздушного винта и газовой турбины называется турбовинтовым двигателем (turboprop), не очень подходящее слово для английского языка, но почти повсеместно принятое. Комбинированный двигатель, который также используется для приведения в действие винтов, является сочетанием поршневого и турбореактивного двигателя.

Реактивный двигатель отличается от винтового тем, что струя в нем получается с помощью тепловой энергии, например при горении топлива в атмосферном воздухе. Такие установки называются воздушно-реактивными двигателями. Основной принцип такого двигателя заключается в выработке газа с высоким давлением и высокой температурой, который, будучи выпущенным из выхлопной трубы, обеспечивает тягу. При появлении этих двигателей обсуждался вопрос, следует ли использовать в качестве газогенератора комбинацию поршневого двигателя и компрессора или газовую турбину. В сегодняшних реактивных двигателях используют исключительно газовые турбины. В реактивном двигателе, созданном Секондо Кампини (Secondo Campini) и установленном в 1940 году на самолете Кампини-Капрони (Campini-Caproni), использован поршневой двигатель. Однако первым когда-либо полетевшим реактивным самолетом (1939 год) был немецкий Хенкель 178, где применен тип двигателя, называемый турбореактивным (рис. 68).

Основные части такой установки: а) компрессор, который забирает воздух извне и доводит его до определенного давления для того, чтобы сделать сгорание и преобразование тепла в механическую энергию

Рис. 68. Принципиальная схема, показывающая элементы турбореактивного двигателя. (Из книги М. J. Zucrow, Jet Propulsion and Gas Turbines [copyright 1948, John Wiley and Sons, Inc.], с разрешения.)

более экономичным, б) камера сгорания или топка, где топливо впрыскивается в воздушный поток и сгорает, и в) турбина, которая выполняет две функции. Первая — выходная мощность ее вала достаточна для приведения в движение компрессора; вторая — она создает струю высокой скорости, которая обеспечивает тягу. Мы видим, что соединение турбины и компрессора, в конечном счете, служит в качестве газогенератора для создания струи.

Первый турбореактивный двигатель, описанный выше Не S-ЗЬ, создал Ганс Иохим Пабст фон Охайн, инженер, получивший образование в Геттингене и работавший в компании «Хенкель». Этот двигатель вырабатывал почти 1100 фунтов тяги. Его компрессор был центробежного типа, а турбина имела радиальный впуск.

Развитие реактивных двигателей в Англии и Соединенных Штатах тесно связано с работами сэра Франка Уиттла. Однако я не хочу подробно описывать эту историю. В блестящей монографии Роберта Шлайфера [14] дается очень полное описание разработок в различных странах в критический период, предшествовавший Второй мировой войне и во время нее.

Некоторые из компонентов турбореактивных двигателей, типа центробежного компрессора и турбины, использовались ранее в качестве частей обычных двигателей, а именно, в нагнетателях поршневых двигателей при полете на больших высотах. Конечно, камеры сгорания также были известны, но сгорание топлива в воздушном потоке с относительно высокой скоростью было новой проблемой.

Тяга крупнейших установок, созданных в настоящее время, составляет порядка 1500 фунтов. Во многих турбореактивных двигателях тяга, по крайней мере на короткий период времени, может быть существенно

увеличена дожиганием, т. е. впрыскиванием дополнительного топлива в выхлопную трубу с использованием излишнего кислорода, содержащегося в струе. Однако это очень неэкономичный процесс. Центробежные компрессоры все больше и больше заменяют осевые компрессоры, ряд вращающихся дисков с большим количеством лопастей с неподвижными лопастными дисками между ними. Проектирование как компрессоров, так и турбин предполагает возникновение новых аэродинамических задач, лежащих в области, называемой аэродинамикой внутреннего потока в отличие от аэродинамики внешнего потока, предполагающей проектирование крыльев, фюзеляжа, хвостового оперения и поверхностей управления, и тому подобное. Течение сжимаемых и несжимаемых жидкостей через последовательность сегментов лопастей, называемое каскадом крыла, составляет одну из основных задач этой новой области аэродинамики.

По сравнению с обычными двигателями у турбореактивных двигателей есть преимущество более легкого веса и меньшей лобовой площади. Расход горючего ими для того же коэффициента полезного действия менее благоприятен. Вес и расход горючего обычно называют удельной тягой (фунты топлива в час и на фунт тяги) вместо удельной мощности (фунты топлива в час и на лошадиную силу). Турбореактивные двигатели с осевыми компрессорами обычно превосходят двигатели с центробежными компрессорами, они имеют меньшую лобовую площадь и меньшие внутренние аэродинамические потери.

Рис. 69. Принципиальная схема, показывающая элементы прямоточного воздушно-реактивного двигателя. (Из книги Joseph Liston, Power Plants for Aircraft [copyright 1953, McGraw-Hill Book Co., Inc.], с разрешения.)

Если мы представим очень быстро летящий самолет, скажем, свыше 400 миль в час, то воздух, который поступает в двигатель, способен создавать сжатие без какого-либо дополнительного устройства. Это называется скоростным напором. С помощью скоростного напора

мы можем упростить двигатель, отбросив компрессор и турбину. В результате получим установку, называемую прямоточный воздуш-но-реактивный двигатель (рис. 69). Его предложил еще в 1909 году Рене Лорен [15]. Этот двигатель обладает крайней механической простотой, но невыгоден по сравнению с турбореактивным из-за высокого расхода топлива, по крайней мере для скоростного диапазона полета с высокими сверхзвуковыми числами Маха, и тем, что без специального пускового устройства он функционирует только выше определенной скорости полета.

Рис. 70. Принципиальная схема, показывающая элементы пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. (С любезного разрешения Flight, London.)

Весьма оригинальной установкой, которая функционирует от нулевой скорости полета, является пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (рис. 70). Как и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, он работает без сжатия и поэтому нет необходимости в турбине для запуска компрессора. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя процесс в нем является периодическим, а не непрерывным. У этой установки имеются впускные клапаны, которые открываются и закрываются отчасти как в поршневом двигателе, но они управляются автоматически, в основном за счет резонанса с периодическим процессом последовательного сжатия, сжигания и истечения. Идея такого рода двигателей является далеко не новой. На практике его впервые применили немцы; установка была известна под названием Шмидт-Рор (Schmidt-Rohr) и использовалась для приведения в движение так называемого оружия Фау-1, которое также называют самолет-снаряд Фау-1. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

хорошо подходит для самолетов-мишеней в качестве двигательной установки одноразового применения благодаря своей низкой себестоимости в противоположность турбореактивным двигателям, которые являются дорогостоящими установками. Несколько раз предлагалось производство турбореактивных двигателей одноразового применения, но, насколько мне известно, оно никогда не было реализовано. Вероятно, новые разработки в пульсирующих воздушно-реактивных двигателях увенчаются устранением клапанов и установлением периодического процесса на чисто резонансном принципе с помощью целесообразного выбора относительных размеров компонентов установки [16].

Относительно высокие производственные затраты на турбореактивные двигатели и относительно высокое потребление топлива прямоточными воздушно-реактивными и пульсирующими воздушно-реактивными двигателями представляют сложную задачу для изобретателей. Необходимо найти двигатели более экономичные по термическому КПД, чем последние, и более дешевые, чем турбореактивные. Классом таких возможных установок являются волновые устройства, в которых сжатие, необходимое для хорошего термического КПД, создается действием ударной волны. Однако они все еще находятся в стадии изобретения или, в лучшем случае, на стадии первоначальной разработки.

Рис. 71. Принципиальная схема, показывающая элементы ракетного двигателя твердого топлива. (Из книги М. J. Zucrow, Jet Propulsion and Gas Turbines [copyright 1948, John Wiley and Sons, Inc.], с разрешения.)

Сейчас мы перейдем к краткому рассмотрению ракетных двигателей, особенно использующих химическое ракетное топливо. Мы различаем ракетные двигатели по признаку использования твердого (рис. 71) и жидкого (рис. 72) ракетного топлива. Твердое ракетное топливо обычно представляет смесь окислителя и горючего. Его разделяют на взрывное, используемое, например, в бомбах, и топливо с относительно медленной скоростью горения. Горение может происходить

в камере сгорания в осевом направлении (так называемое горение с торца, показанное на рис. 71) или в радиальном направлении, и внутри, и снаружи, как во многих реактивных снарядах, используемых в качестве оружия и содержащих «заряды» в форме полых цилиндров. Наконец, у нас есть ракетные двигатели с чисто внутренним горением, т. е. воспламенение исходит из внутреннего отверстия. Технология конструктивного исполнения заряда состоит в изготовлении формы заряда таким образом, что достигается желаемая зависимость давления от времени. Общее время горения может колебаться от половины секунды до 45 секунд в зависимости от применения: ракеты для взлета самолетов с ракетным ускорителем, ракеты-носители для реактивных снарядов, ракетные тормозные двигательные установки и тому подобное.

Жидкое ракетное топливо можно разделить на однокомпонентное и двухкомпонентное. Однокомпонентное топливо, например смесь, называемая нитрометан, обычно вырабатывает кислород и горючее посредством распада, и в результате образуется газовая смесь с высоким давлением и высокой температурой. Еще одно известное однокомпонентное топливо — окись этилена. При использовании двухкомпонентного топлива горючее и окислитель поступают в камеру сгорания отдельно (рис. 72). Обычно в качестве окислителей используются жидкий кислород, азотная кислота, смесь окисей азота, и фтор. Обычное горючее включает, например, анилин, углеводороды, гидразин и аммиак. Если топливоокислительная смесь самовоспламеняющаяся, то она называется самовоспламеняющейся топливной смесью. Перекись водорода действует в некоторой степени как однокомпонентное топливо, поскольку ее распад, начатый соответствующим катализатором, создает значительную теплоту, поэтому в ракетном двигателе можно использовать ее одну; однако можно завершить процесс, используя излишек кислорода для сжигания дополнительного топлива. В этом отношении она действует в качестве составляющей двухкомпонентного топлива.

Твердое ракетное топливо хранится в форме заряда в камере сгорания, тогда как жидкое ракетное топливо вводится через распылительные головки (форсунки) как посредством нагнетателей, так и из расходных баков, находящихся под давлением. Во всех ракетных двигателях конструктор стремится получить устойчивое горение при возможно постоянном давлении в камере сгорания. Струя покидает камеру сгорания через сопло обычно со скоростью немного выше скорости

(см. скан)

Рис. 72. Принципиальные схемы двух жидкостных ракетных двигателей. В верхней системе используются вытесняющие нагнетатели в окислителе и топливопроводе, тогда как в нижней системе применяется инертный газ под высоким давлением, чтобы нагнетать давление ракетного топлива. (Из книги М. J. Zucrow, Jet Propulsion and Gas Turbines [copyright 1948, John Wiley and Sons, Inc.], с разрешения.)

звука, соответствующей высокой температуре газообразных продуктов сгорания. Для этой цели поперечное сечение сопла после сужения к меньшей площади сечения слегка расширяется. Процесс истечения аналогичен во всех реактивных установках. Можно доказать, что если сжимаемая жидкость оставляет камеру, в которой достаточно высокое давление, через просто сужающееся сопло, то скорость жидкости на выходе равна скорости звука, соответствующей преобладающей там температуре. Некоторые инженеры пришли к выводу, что поток газа или вообще сжимаемая жидкость не могут достигнуть при расширении скорости выше скорости звука. Шведский инженер Карл Густаф Патрик де Лаваль (1845-1913) открыл, что если необходимо увеличить скорость газа в сопле выше скорости звука, то сопло после сужения к минимальной площади поперечного сечения следует расширить к большей площади поперечного сечения. Скорость в минимальном поперечном сечении, по крайней мере приблизительно (т. е. пренебрегая силами трения), равна скорости звука. Принцип конструкции сопла Лаваля широко применяется в турбинных и реактивных двигателях.

В принципе почти во всех воздушно-реактивных установках можно использовать ядерные реакторы. Мы можем представить, что ядерные реакторы могут заменить камеру сгорания в газотурбинном или прямоточном воздушно-реактивном двигателе или бойлер в паровом двигателе. Задача реактора в этом случае заключается в добавке теплоты в воздух или водяной пар. Основная проблема состоит в том, чтобы найти методы, которые выводят теплоту из реактора и переносят ее в воздух или пар при достаточно высокой температуре; иначе КПД невысокий, и установка становится громоздкой. Это предполагает технологические проблемы высокой сложности. Для пилотируемых летательных аппаратов вопрос экранирующей оболочки, т. е. вопрос защиты экипажа или пассажиров от влияния радиации, особо важен. Материалы также должны быть защищены от радиоактивной коррозии. Для создания ядерного ракетного двигателя нужно подумать об использовании струй продуктов деления непосредственно для тягового усилия. Предлагалась также ракета с фотонным двигателем. В такой установке из ракеты не вытесняется масса. Давление излучения направлено на получение тяги. В настоящее время представляется более перспективным использование рабочей жидкости, возможно с низким

молекулярным весом, так что высоких скоростей можно достичь при умеренно высоких температурах. Возможно, следующее десятилетие покажет, чего можно добиться в области реактивного движения с использованием ядерной реакции.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление