Чем создается тяга реактивных двигателей

—> Детская Энциклопедия —>

Реактивные двигатели

XX век часто называют веком реактивной техники — так велика ее роль в наше время. И действительно, реактивная техника — это и мощный реактивный военно-воздушный флот, и разнообразное ракетное оружие, и надводные и подводные суда, движимые с помощью так называемых гидрореактивных двигателей, и, наконец, венец развития техники — гигантские космические ракеты.

Но каким бы сложным, мощным и совер­шенным ни был любой современный реактив­ный двигатель, в его основе лежит тот же прин­цип, что и в первых пороховых ракетах (см. ст. «Ракеты, космические корабли, космодро­мы»). Это принцип прямой реакции, принцип создания движущей силы (или тяги) в виде реакции (или отдачи) струи вытекающего из двигателя «рабочего вещества», обычно раска­ленных газов.

Теперь пороховой реактивный двигатель лишь один из представителей многочисленного семейства реактивных двигателей. Взгляните на могучее «генеалогическое дерево» этого се­мейства (см. рис. ). Много на нем крепких ветвей — это двигатели, уже получив­шие широкое применение. Немало и скромных побегов — служба этих двигателей еще впереди.

Вот в самом низу «дерево» делится на две главные «ветви». Одна из них — воздуш­но-реактивные двигатели, дру­гая — ракетные двигатели. Чем же различаются эти «ветви», эти два типа двига­телей?

Различие очень важное, принципиальное, Воздушно-реактивные двигатели используют для своей работы воздух атмосферы, кислород которого им нужен для того, чтобы с его по­мощью сжигать горючее. Ясно поэтому, что такие двигатели не могут работать на очень больших высотах, где воздух разрежен, и уж тем более в межпланетном пространстве. Ракет­ные же двигатели не нуждаются в воздухе, их топливо содержит в себе все необходимое для сгорания — и горючее, и окислитель.

Познакомимся сначала с двигателями одной «ветви» — воздушно-реактивными. Мы видим, что она в свою очередь тоже делится на две «ветви». Одна, более мощная, — это газотурбинные воздушно-реактивные двигатели, другая, поменьше и покороче,— бескомпрессорные воздушно-реактивные двига­тели. В чем же различие этих двух групп?

В любом воздушно-реактивном двигателе внутрь двигателя втекает атмосферный воздух, а из двигателя наружу вытекают продукты сго­рания — раскаленные газы. Газы вытекают с гораздо большей скоростью, и именно эта разница скоростей и является причиной тяги, развиваемой двигателем. Чем больше скорость вытекающих газов, тем больше и сила тяги. Но как можно заставить газы вытекать со все большей скоростью? Для этого, очевидно, нуж­но создать в двигателе повышенное давление. По тому, как создается в двигателе повышенное дав­ление, и отличаются друг от друга газотурбинные и бескомпрессорные воздушно-реактивные дви­гатели.

Наиболее естественный способ получения давления — это, очевидно, сжатие поступаю­щего в двигатель воздуха в специальной маши­не — компрессоре. Так именно обстоит дело в любом газотурбинном двигателе. Обязатель­ной составной частью такого двигателя являет­ся какой-нибудь компрессор, приводимый в движение газовой турбиной. Она работает на продуктах сгорания топлива в двигателе. Поэтому такие двигатели и называют газотур­бинными реактивными или просто турбо­реактивными.

Самолеты с этими двигателями летают ныне со скоростями, в 2—3 раза превышающими скорость звука, покрывают без посадки многие тысячи километров, забираются на высоты бо­лее 30 км. Среди турбореактивных двигателей имеются и небольшие, с тягой всего в десятки килограммов, и сверхмощные, тяга которых достигает многих тонн.

Существует множество разных типов и кон­струкций турбореактивных двигателей. Вот, например, на нашем «дереве» изображен дви­гатель с центробежным компрессором — боль­шой крыльчаткой, т. е. колесом с лопастями. Лет 15 назад большинство самолетных турбо­реактивных двигателей имело именно такой компрессор, но сейчас они используются лишь на двигателях сравнительно небольшой тяги.

Это объясняется тем, что победителем ока­зался конкурент центробежного — осевой ком­прессор, в котором вместо одной большой крыльчатки на вращающемся валу имеется ряд колес с лопатками. Эти колеса вращаются меж­ду рядами таких же неподвижных лопаток — воздух сжимается при движении не по радиусам колеса, а вдоль его оси. Преимущество осевого компрессора заключается в том, что в нем воздух может быть сжат сильнее (для этого нужно установить больше отдельных колес с лопатками — ступенями компрессора) и, главное, количество сжимаемого воздуха может быть гораздо больше при том же диа­метре. А чем больше воздуха протекает через двигатель, тем больше и его тяга, величина которой определяет возможную скорость по­лета.

Теперь обратите внимание на ветку, отпоч­ковавшуюся на рисунке в сторону от турбо­реактивных двигателей. На ней написано — двухконтурные турбореактивные двигатели, или, как их еще называют, турбо­вентиляторные. Они получают в по­следнее время все более широкое применение в авиации, так как оказываются очень выгод­ными при больших дозвуковых скоростях по­лета, порядка 900—1000 км/час. Отличаются они от обычных турбореактивных двигателей тем, что имеют снаружи еще один, кольцевой, канал, или контур, по которому течет воздух, сжимаемый высоконапорным вентилятором. Поэтому из двигателя вытекают наружу сразу две струи — внутренняя раскаленная газовая и наружная струя холодного воздуха. Скорость истечения газов при той же затрате топлива несколько меньше, но зато объем вытекающих из двигателя газов значительно больше, чем в обычном турбореактивном двигателе. Такое сочетание оказывается более выгодным при дозвуковой скорости полета, так как самолет, затратив то же количество горючего, может совершить более дальний перелет.

Надо также сказать и еще об одной ве­точке, отходящей от ветви газотурбинных двигателей,— о так называемых турбовин­товых двигателях. Эти двигатели, по существу, не реактивные, тяга в них создает­ся в основном не реактивной струей, а воз­душным винтом, приводимым во вращение тур­биной. Такие двигатели очень широко приме­няются в гражданской авиации — кто не слы­шал о самолетах ИЛ-18 или ТУ-114!

Итак, в газотурбинных двигателях сжатие воздуха, как мы убедились, осуществляется компрессорами разного типа. А как это делает­ся в бескомпрессорных двигателях? По-раз­ному. В одних, так называемых пульси­рующих, давление в камере сгорания повы­шается потому, что при вспышке топлива спе­циальные клапаны закрываются и изолируют камеру от атмосферы. А в прямоточных двигателях даже и клапанов нет. Сжатие воз­духа происходит здесь в результате торможе­ния встречного потока забортного воздуха, который с большой скоростью попадает внутрь двигателя, т. е. на сжатие затрачивается кине­тическая энергия этой воздушной струи. Само­лет с таким двигателем не может сам осущест­вить взлет, ведь, чтобы встречный поток воз­духа создал давление, аппарат надо сначала разогнать. Поэтому на самолет с прямоточным двигателем ставится еще один двигатель, рабо­тающий только при взлете. Но при больших сверхзвуковых скоростях полета прямоточный двигатель оправдывает эти дополнительные расходы.

В основном прямоточные двигатели сейчас применяются на беспилотных управляемых снарядах. Но одно, несколько своеобразное применение они уже нашли и в авиации — в так называемых турбопрямоточных двига­телях. Этот двигатель можно назвать гиб­ридным — он представляет собой сочетание двигателей различного типа. В нем прямоточ­ный двигатель устанавливается за турбореак­тивным и его называют форсажной камерой. Он работает только при необходимости крат­ковременного увеличения тяги, или форсажа, турбореактивного двигателя. Для этого в по­ток газов, вытекающих из турбореактивного двигателя и содержащих еще большое коли­чество свободного кислорода, впрыскивается топливо. Температура газов и скорость их истечения, а значит, и тяга двигателя при этом резко возрастают. Форсажная камера стала едва ли не обязательной частью всех современ­ных мощных турбореактивных двигателей.

Однако пора вспомнить и о второй главной ветви — ракетных двигателях. Эта ветвь также делится на две: одна из них — пороховые двигатели, или двигатели твердого топ­лива; другая — жидкостные ракет­ные двигатели. Различие здесь, как говорят сами названия, в характере топлива.

Устройство порохового двигателя очень просто. В его камере находится заряд твердого топлива. После воспламенения он сгорает, рас­каленные газы вытекают через реактивное сопло наружу, создавая тягу. Простота, малый вес, постоянная готовность к действию делают дви­гатели твердого топлива очень привлекатель­ными, несмотря на недостатки — невозможность остановки, трудность регулирования величины тяги и т. д. В качестве авиационных двигатели твердого топлива применить нельзя, но они начинают пользоваться все большей популярностью не только в ракетной артиллерии (здесь-то они применяются давно и с большим успехом — вспомните хотя бы прославленные «катюши»), но и в дальней и даже в косми­ческой ракетной технике.

Недостатков, характерных для этих двига­телей, лишен изобретенный К. Э. Циолковским жидкостный ракетный двигатель. Он работает на топливе, состоящем обычно из двух разных жидкостей — горючего и окислителя, которые подаются в двигатель и там сгорают. Ясно, что изменением подачи топлива можно легко регу­лировать величину тяги двигателя, а прекра­тив подачу, полностью его выключить. Но зато жидкостный двигатель намного сложнее поро­хового — он нуждается в системе подачи топ­лива, различных регуляторах, системе охлаж­дения и т. д.

Хотя жидкостный ракетный двигатель и устанавливается иногда на самолетах в каче­стве основного, его применение ограничено тем, что он расходует в 10—15 раз больше топлива на 1 кг тяги, чем турбореактивный. Это не уди­вительно — ведь турбореактивный пользуется окислителем из атмосферы, а не запасенным на борту самолета. Поэтому самолеты с ракет­ным двигателем способны совершать лишь крат­ковременный полет — запаса топлива хватает лишь на несколько минут работы двигателя на полной тяге. Но зато с помощью этих дви­гателей уже удалось достичь высоты около 100 км и скорости полета около 6700 км/час] Правда, для этого самолет с ракетным двига­телем пришлось заносить на большую высоту с помощью другого, тяжелого самолета с турбо­реактивными двигателями.

Но, конечно, главное применение жидкост­ного двигателя- иное. Это он переносит на мно­гие тысячи километров тяжелые баллистиче­ские ракеты, выводит на орбиты искусствен­ные спутники, направляет автоматические меж­планетные станции к их далеким целям. Эти двигатели, развивающие мощность в миллионы лошадиных сил, уже позволили осуществить полеты летчиков-космонавтов.

Их ждет большое будущее в дальнейшем штурме космоса.

Наш рассказ о современных реактивных двигателях был бы неполным без упоминания о двигателях совершенно нового типа, привле­кающих к себе большое внимание в последние годы. Это так называемые электриче­ские ракетные двигатели. Прав­да, в эксплуатации подобных двигателей еще почти нет (единственный пока пример — плазменные электрические ракетные двигатели, уста­новленные на советской автоматической межпла­нетной станции «Зонд-2)», но работы над ними ведутся. В этих двигателях уже не повышен­ное давление газа создает движущую реак­тивную струю, а электрические и магнитные поля. По-разному устроены двигатели этого типа — ионные, плазменные, дуговые, но во всех них используется чудесная сила электри­чества, позволяющая получить огромную ско­рость истечения, невозможную для реактив­ных двигателей любого другого типа. А ведь чем больше скорость истечения, тем меньше топлива расходуется на получение той же тя­ги и тем больше могут быть полезный груз и скорость ракеты.

Правда, в отличие от обычных ракетных двигателей, тяга которых достигает теперь со­тен тонн, электрические двигатели слабосиль­ны, они развивают тягу в граммы, от силы в килограммы. Поэтому для взлета с Земли они непригодны. Но в космосе даже малая сила способна разогнать корабль до огромной ско­рости, если она действует достаточно долго. Все это дает основание предположить, что электрические двигатели будут установлены на многих космических летательных аппаратах будущего.

К двигателям космических кораблей буду­щего следует отнести и фотонный дви­гатель, в котором реактивная сила должна образовываться не веществом, вытекающим из двигателя, а отбрасываемым им светом. А по­скольку скорость света (300 тыс. км/сек) — это наибольшая возможная в природе скорость, фотонные двигатели могут стать едва ли не единственным средством осуществления полетов к звездам. Однако пока фотонные двигатели — это еще почти фантастика, правда, фантастика вполне научная.

Синхронный реактивный двигатель

• Особенности

Конструкция синхронного реактивного двигателя

Статор реактивного двигателя бывает с распределенной и сосредоточенной обмоткой, и состоит из корпуса и сердечника с обмоткой.

Выделяют три основных типа ротора реактивного двигателя: ротор с явновыраженными полюсами, аксиально-расслоенный ротор и поперечно-расслоенный ротор.

Принцип работы реактивного двигателя

Переменный ток, проходящий по обмоткам статора, создает вращающееся магнитное поле в воздушном зазоре электродвигателя. Крутящий момент создается, когда ротор пытается установить свою наиболее магнито проводящую ось (d-ось) с приложенным полем, для того чтобы минимизировать магнитное сопротивление в магнитной цепи. Амплитуда момента прямо пропорциональна разницы между продольной L_d и поперечной L_q индуктивностями. Следовательно, чем больше разница, тем больше создаваемый момент.

Главная идея может быть объяснена с помощью рисунка представленного ниже. Объект «a» состоящий из анизотропного материала имеет разную проводимость по оси d и оси q, в то время как изотропный магнитный материал объекта «b» имеет одинаковую проводимость во всех направлениях. Магнитное поле, которое прикладывается к анизотропному объекту «a», создает вращающий момент если существует угол между осью d и линиями магнитного поля. Очевидно, что если ось d объекта «a» не совпадает с линиями магнитного поля, объект будет вносить искажения в магнитное поле. При этом направление искаженных магнитных линий будут совпадать с осью q объекта.

В синхронном реактивном электродвигателе магнитное поле создается синусоидально распределенной обмоткой статора. Поле вращается с синхронной скоростью и может считаться синусоидальным.

В такой ситуации всегда будет существовать момент направленный на то, чтобы уменьшить полную потенциальную энергию системы, путем уменьшения искажения поля по оси q (0″/>). Если угол сохранять постоянным, например путем контроля магнитного поля, тогда электромагнитная энергия будет непрерывно преобразовываться в механическую.

Ток статора отвечает за намагничивание и за создание момента, который пытается уменьшить искаженность поля. Управление моментом осуществляется путем контроля фазы тока, то есть угла между вектором тока обмоток статора и d-осью ротора во вращающейся системе координат.

Чем создается тяга реактивных двигателей

Большое значение закон сохранения импульса имеет при рассмотрении реактивного движения.
Под реактивным движением понимают движение тела, возникающее при отделении некоторой его части с определенной скоростью относительно него, например при истечении продуктов сгорания из сопла реактивного летательного аппарата. При этом появляется так называемая реактивная сила, толкающая тело.
Особенность реактивной силы заключается в том, что она возникает в результате взаимодействия между собой частей самой системы без какого-либо взаимодействия с внешними телами.
В то время, как сила, сообщающая ускорение, например, пешеходу, кораблю или самолету, возникает только за счет взаимодействия этих тел с землей, водой или воздухом.

Так движение тела можно получить в результате вытекания струи жидкости или газа.

В природе реактивное движение присуще в основном живым организмам, обитающим в водной среде.

В технике реактивное движение используется на речном транспорте (водометные двигатели), в автомобилестроении (гоночные автомобили), в военном деле, в авиации и космонавтике.
Все современные скоростные самолеты оснащены реактивными двигателями, т.к. они способны обеспечить необходимую скорость полета.
В космическом пространстве использовать другие двигатели, кроме реактивных, невозможно, так как там нет опоры, отталкиваясь от которой можно было бы бы получать ускорение.

История развития реактивной техники

Создателем русской боевой ракеты был ученый-артиллерист К.И. Константинов. При весе в 80 кг далььность полета ракеты Константинова достигала 4 км.

Идея применения реактивного движения в летательном аппарате, проект реактивного воздухоплавательного прибора, в 1881 году была выдвинута Н.И. Кибальчичем.

В 1903 году знаменитый ученый-физик К.Э. Циолковский доказал возможность полета в межпланетном пространстве и разработал проект первого ракетоплана с жидкостно-реактивным двигателем.

К.Э. Циолковский спроектировал космический ракетный поезд, составленный из ряда ракет, работающих поочередно и отпадающих по мере израсходования горючего.

Принципы применения реактивных двигателей

Основой любого реактивного двигателя является камера сгорания, в которой при сгорании топлива образуются газы, имеющие очень высокую температуру и оказывающие давление на стенки камеры. Газы вырываются из узкого сопла ракеты с большой скоростью и создают реактивную тягу. В соответствии с законом сохранения импульса, ракета приобретает скорость в противоположном направлении.

Импульс системы (ракета-продукты сгорания) остается равным нулю. Так как масса ракеты уменьшается, то даже при постоянной скорости истечения газов ее скорость будет увеличиваться, постепенно достигая максимального значения.
Движение ракеты — это пример движения тела с переменной массой. Для расчета ее скорости используют закон сохранения импульса.

Реактивные двигатели делятся на ракетные двигатели и воздушно-реактивные двигатели.

Ракетные двигатели бывают на твердом или на жидком топливе.
В ракетных двигателях на твердом топливе топливо, содержащее и горючее, и окислитель, помешают внутрь камеры сгорания двигателя.
В жидкостно-реактивных двигателях, предназначенных для запуска космических кораблей, горючее и окислитель хранятся отдельно в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. В качестве горючего в них можно использовать керосин, бензин, спирт, жидкий водород и др., а в качестве окислителя, необходимого для горения, — жидкий кислород, азотную кислоту, и др.

Современные трехступенчатые космические ракеты запускаются вертикально, а после прохода плотных слоев атмосферы переводятся на полет в заданном направлении. Каждая ступень ракеты имеет свой бак с горючим и бак с окислителем, а также свой реактивный двигатель. По мере сгорания топлива отработанные ступени ракеты отбрасываются.

Воздушно-реактивные двигатели в настоящее время применяют главным образом в самолетах. Основное их отличие от ракетных двигателей состоит в том, что окислителем для горения топлива служит кислород воздуха, поступающего внутрь двигателя из атмосферы.
К воздушно-реактивным двигателям относятся турбокомпрессорные двигатели как с осевым, так и с центробежным компрессором.
Воздух в таких двигателях всасывается и сжимается компрессором, приводимым в движение газовой турбиной. Газы, выходящие из камеры сгорания, создают реактивную силу тяги и вращают ротор турбины.

При очень болььших скоростях полета сжатие газов в камере сгорания можно осуществить за счет встречного набегающего воздушного потока. Необходимость в компрессоре отпадает.

Так устроены прямоточные воздушно-реактивные двигатели.
Поэтому при полетах в плотных слоях атосферы для более полного использования мощности реактивного двигателя на валу турбины устанавливают воздушный винт.

Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель (ТРД, англоязычный термин — turbojet engine) — воздушно-реактивный двигатель (ВРД), в котором сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. В камере сгорания производится подвод теплоты. Часть энергии рабочего тела отнимается турбиной. В реактивном сопле формируется реактивная струя.

Содержание

• 1 Ключевые характеристики
  • 1.1 Форсажная камера
  • 1.2 Гибридный ТРД / ПВРД
  • 1.3 Регулируемые сопла
  • 1.4 Область применения
  • 1.5 Двухконтурный турбореактивный двигатель
  • 1.6 Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)
  • 1.7 ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель
  • 1.8 Область применения
• 2 Винтовентиляторный двигатель
• 3 Турбовинтовой двигатель (ТВД)
  • 3.1 Примечания

Ключевые характеристики [ править ]

Ключевые характеристики ТРД следующие:

1. Создаваемая двигателем тяга.
2. Удельный расход топлива. (Масса топлива потребляемая за единицу времени для создания единицы тяги/мощности)
3. Расход воздуха. (Масса воздуха проходящего через каждое из сечений двигателя за единицу времени)
4. Степень повышения полного давления в компрессоре
5. Температура газа на выходе из камеры сгорания.
6. Масса и габариты.

Степень повышения полного 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 своим каскадом турбины, которую также делают двухкаскадной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последним (самым низкооборотным) каскадом турбины, 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.

В результате максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что в соответствии с формулой для реактивной тяги ВРД на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды, [1]

, (1)

где — сила тяги,
— секундный расход массы рабочего тела через двигатель,
— скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),
— скорость полёта,
ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями M = 2,5 — 3 (M — число Маха). На этих и более высоких скоростях полёта торможение встречного потока воздуха создаёт степень повышения давления, измеряемую десятками единиц, такую же, или даже более высокую, чем у высоконапорных компрессоров, и ещё бо́льшее сжатие становится нежелательным, так как воздух при этом нагревается, а это ограничивает количество тепла, которое можно сообщить ему в камере сгорания. Таким образом, на высоких скоростях полёта (при M > 3) агрегат турбина-компрессор становится бесполезным, и даже контрпродуктивным, поскольку только создаёт дополнительное сопротивление в тракте двигателя, и в этих условиях более эффективными становятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Форсажная камера [ править ]

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. В форсажной камере применяется стабилизатор, функция которого состоит в снижении скорости за ним до околонулевых значений, что обеспечивает стабильное горение топливной смеси. При форсаже значительно повышается расход топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации, за исключением самолётов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились.

Гибридный ТРД / ПВРД [ править ]

В 1960-х годах в США был создан гибридный ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58, использовавшийся на стратегическом разведчике SR-71 Blackbird. До числа Маха 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 [ править ]

ТРД, скорость истечения реактивной струи в которых может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой на различных режимах работы двигателей, оборудуются 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 и режимах работы двигателя.[1]

Область применения [ править ]

ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).

Образцы летательных аппаратов, оборудованных ТРД