Прямоточный реактивный двигатель

Чем отличаются КПД бензинового и дизельного двигателя

В отличие от паровых механизмов, топливом для двигателей внутреннего сгорания служит бензин или солярка. Двигатели внутреннего сгорания бензиновый и дизельный имеют схожие конструкции. Однако образование топливовоздушных смесей у них происходит по-разному.


В карбюраторном агрегате элементы поршневой группы функционируют при сверхвысоких температурах. Соответственно, они нуждаются в более качественном охлаждении. При этом наблюдается большой расход тепловой энергии. Вследствие неэффективного рассеивания тепла в окружающей среде, понижается коэффициент полезного действия бензинового силового агрегата.

  • КПД бензинового двигателя равняется 25-30 %;
  • дизельного – 40 %;
  • с установкой турбонаддува достигает 50 процентов соответственно.

Роторно-поршневые тепловые двигатели обладают высоким КПД, его значение превышает 40%. Это намного выше бензиновых аналогов, но немного отстает от дизельных моторов.

Турбореактивные самолетные двигатели работают совершенно по другому принципу, который существенно отличается от автомобильных ДВС. Благодаря сравнительно высокому КПД, они пользуются большой популярностью в авиастроении. Чаще всего турбореактивные агрегаты устанавливаются на крупных лайнерах большой грузоподъемности.

Как написано в учебниках физики, чтобы найти КПД двигателя, нужно разделить значение выполненной работы на величину затраченной энергии. При расчете коэффициента полезного действия ДВС полезная работа делится на количество тепла, полученного при сгорании топлива.

Основные потери КПД в двигателях внутреннего сгорания происходят при:

  1. Неполном сгорании топлива в цилиндрах.
  2. Расходе тепла.
  3. Механических потерях.

При неполном сгорании эффективность снижается за счет выхода четвертой части объема топлива с отработавшими газами. Здесь потери КПД двигателя составляют почти 25%. Благодаря появлению инжекторов, работа топливных систем становится более эффективной, но не идеальной.

Часть тепловой энергии уходит на прогрев корпусных деталей двигателя, рабочих узлов, моторного масла, радиатора и пр. Тепло также уходит с выхлопными газами. На данном этапе потери КПД составляют не меньше 35 процентов.

Несмотря на смазывание трущихся поверхностей, энергия расходуется на преодоление сил трения. Это происходит при сопряжении таких элементов, как шатуны, цилиндры, поршни, маслосъемные, компрессионные кольца и т. д. При вырабатывании электричества генератор тоже отбирает немалую долю энергии двигателя. В результате механических потерь, КПД ДВС снижается еще на 20%.

КПД двигателя рассчитывается по специальным формулам, в которых участвуют показатели работы, энергии и потерь.

  1. Цилиндры оснащаются двумя впускными, а также двумя выпускными клапанами, вместо привычных конструкций в одном экземпляре.
  2. Свечи зажигания комплектуются отдельными катушками зажигания.
  3. Вместо обыкновенного тросика управления дроссельной заслонкой, используется электрический привод.

Тяга

Понятием тяга обозначается «сила» ракетного двигателя. Тяга измеряется в «фунтах тяги» (США, 4,45 ньютона = 1 фунт тяги) и в ньютонах в метрической схеме. Фунт тяги – это количество тяги, которое требуется для удержания одного фунтового объекта (0,454 кг) неподвижным относительно силы тяжести планеты Земля. Ускорение земной гравитации – 9,8 метров в секунд.

Одна из проблем ракет заключается в том, что топливный вес, обычно, в 36 раз больше полезной нагрузки. Потому что, кроме того, что двигателю необходимо поднимать вес, этот же вес и способствует собственному подъему. Получается, чтобы вывести в космос крошечного человека, потребуется ракета огромных размеров и много-много топлива.

Скорость химических ракет – от 8 до 16 тыс. километров в час. Топливо горит около 2 минут и вырабатывает на старте около 3,3 млн фунтов тяги. Три главных двигателя космического шатлла, к примеру, сжигают топливо на протяжении 8 мин и вырабатывают приблизительно 375 фунтов тяжи каждый во время горения.

Дальше мы поговорим о топливных смесях для твердотопливных ракет.

Двигатели ракеты на твердом топливе – это самые первые модификации, созданные человеком. Впервые они были изобретены в Китае сотни лет назад и их успешно применяют по сегодняшний день. О красных бликах ракет поется даже в национальном гимне, который был написан в начале 1800-х годов). Речь идет о небольших боевых ракетах, работающих на твердом топливе. Они применяются для доставки зажигательных устройств или бомб. Как видите, эти ракеты существуют уже довольно давно.

Идея ракеты на твердом топливе достаточно простая. Вам необходимо создать нечто, чтобы могло быстро гореть, но в то же время не взрываться. В таком случае, порох не подходит (он состоит на 75% из нитрата, 10% серы и 15% угля). В двигателе ракеты взрывы не нужны – необходимо, чтобы горело топливо. Можно изменить смесь до 24% угля, 72% нитрата и 4% серы. Вместо пороха у вас получится ракетное топливо. Такая смесь будет быстро гореть, но она не взрывоопасна, если, конечно, ее правильно загрузить. Приведем классическую схему:

Слева – ракета до зажигания. Твердое топливо показано зеленым цветом. Оно выполнено в виде цилиндра с трубой, которая просверлена по центру. При зажигании горюче начинает сгорать вдоль стенки трубы. Постепенно, по мере сгорания, оно выгорает к корпуса, пока полностью не сгорит. В крошечной ракете или в небольшом ракетном двигателе процесс горения может продолжаться около секунды или даже меньше. В большой ракете топливо будет гореть не меньше двух минут.

Классы реактивных двигателей:


Все реактивные двигатели подразделяют на 2 класса:

  • Воздушно-реактивные – тепловые двигатели, использующие энергию окисления воздуха, получаемого из атмосферы. В этих двигателях рабочее тело представлено смесью продуктов горения с остальными элементами отобранного воздуха.
  • Ракетные – двигатели, которые на борту содержат все необходимые компоненты и способны работать даже в безвоздушном пространстве.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель – самый простой в классе ВРД по конструкции. Требуемое для работы устройства повышение давления образуется путем торможения встречного воздушного потока.

Рабочий процесс ПВРД можно кратко описать следующим образом:

Во входное устройство двигателя поступает воздух со скоростью полета, кинетическая его энергия преобразуется во внутреннюю, давление и температура воздуха повышаются. На входе в камеру сгорания и по всей длине проточной части наблюдается максимальное давление.

  • Нагревание сжатого воздуха в камере сгорания происходит путем окисления подаваемого воздуха, при этом внутренняя энергия рабочего тела увеличивается.
  • Далее поток сужается в сопле, рабочее тело достигает звуковой скорости, а вновь при расширении – сверхзвуковой. За счет того, что рабочее тело движется со скоростью, превышающей скорость встречного потока, внутри создается реактивная тяга.

В конструктивном плане ПВРД является предельно простым устройством. В составе двигателя есть камера сгорания, внутрь которой горючее поступает из топливных форсунок, а воздух – из диффузора. Камера сгорания заканчивается входом в сопло, которое является суживающейся-расширяющимся.

Развитие технологии смесевого твердого топлива повлекло за собой использование этого горючего в ПВРД. В камере сгорания располагается топливная шашка с центральным продольным каналом. Проходя по каналу, рабочее тело постепенно окисляет поверхность топлива и нагревается само. Применение твердого горючего еще более упрощает состоящую конструкцию двигателя: топливная система становится ненужной.

Смесевое топливо по своему составу в ПВРД отличается от применяемого в РДТТ. Если в ракетном двигателе большую часть состава топлива занимает окислитель, то в ПВРД он используется в небольших пропорциях для активирования процесса горения.

Наполнитель смесевого топлива ПВРД преимущественно состоит из мелкодисперсного порошка бериллия, магния или алюминия. Их теплота окисления существенно превосходит теплоту сгорания углеводородного горючего. В качестве примера твердотопливного ПВРД можно привести маршевый двигатель крылатой противокорабельной ракеты «П-270 Москит».

Тяга ПВРД зависит от скорости полета и определяется исходя из влияния нескольких факторов:

  • Чем больше показатель скорости полета, тем большим будет расход воздуха, проходящего через тракт двигателя, соответственно, большее количество кислорода будет проникать в камеру сгорания, что увеличивает расход топлива, тепловую и механическую мощность мотора.
  • Чем больше расход воздуха сквозь тракт двигателя, тем выше будет создаваемая мотором тяга. Однако существует некий предел, расход воздуха сквозь тракт мотора не может увеличиваться неограниченно.
  • При возрастании скорости полета увеличивается уровень давления в камере сгорания. Вследствие этого увеличивается термический КПД двигателя.
  • Чем больше разница между скоростью полета аппарата и скоростью прохождения реактивной струи, тем больше тяга двигателя.

Зависимость тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя от скорости полета можно представить следующим образом: до того момента, пока скорость полета намного ниже скорости прохождения реактивной струи, тяга будет увеличиваться вместе с ростом скорости полета. Когда скорость полета приближается к скорости реактивной струи, тяга начинает падать, миновав определенный максимум, при котором наблюдается оптимальная скорость полета.

В зависимости от скорости полета выделяют такие категории ПВРД:

  • дозвуковые;
  • сверхзвуковые;
  • гиперзвуковые.

Каждая из групп имеет свои отличительные особенности конструкции.

Поршневые двигатели (ПД)

Звездообразный (радиальный) поршневой двигатель.

Двухрядный звездообразный 14-ти цилиндровый поршневой двигатель с воздушным охлаждением. Общий вид.

Поршневой двигатель (англ. Piston engine) —

Классификация поршневых двигателей. Авиационные поршневые двигатели могут быть классифицированы по различным признакам:

  • В зависимости от рода применяемого топлива — на двигатели легкого или тяжелого топлива.
  • По способу смесеобразования — на двигатели с внешним смесеобразованием (карбюраторные) и двигатели с внутренним смесеобразованием (непосредственный впрыск топлива в цилиндры).
  • В зависимости от способа воспламенения смеси — на двигатели с принудительным зажиганием и двигатели с воспламенением от сжатия.
  • В зависимости от числа тактов — на двигатели двухтактные и четырехтактные.
  • В зависимости от способа охлаждения — на двигатели жидкостного и воздушного охлаждения.
  • По числу цилиндров — на двигатели четырехцилиндровые, пятицилиндровые, двенадцатицилиндровые и т.д.
  • В зависимости от расположения цилиндров — на рядные (с расположением цилиндров в ряд) и звездообразные (с расположением цилиндров по окружности).

Рядные двигатели в свою очередь подразделяются на однорядные, двухрядные V-образные, трехрядные W-образные, четырехрядные Н-образные или Х-образные двигатели. Звездообразные двигатели также подразделяются на однорядные, двухрядные и многорядные.

  • По характеру изменения мощности в зависимости от изменения высоты — на высотные, т.е. двигатели, сохраняющие мощность с подъемом самолета на высоту, и невысотные двигатели, мощность которых падает с увеличением высоты полета.
  • По способу привода воздушного винта — на двигатели с прямой передачей на винт и редукторные двигатели.

Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.

Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.

Сверхзвуковые

Военные

A-5 «Виджилент» (North American A-5 Vigilante) — единственный в истории авиации сверхзвуковой палубный бомбардировщик.

Як-141 (прототип) и F-35 Lightning II — сверхзвуковые палубные истребители.

Гражданские

Ту-144ЛЛ в полёте

За всю историю авиации было создано только два сверхзвуковых пассажирских авиалайнера.

  • СССР — Ту-144, первый полёт 31 декабря , начало перевозок пассажиров 1 ноября , 1 июня снят с эксплуатации после очередной катастрофы. Построено 16 шт., в перевозках пассажиров участвовали 2, совершено 55 рейсов, перевезено 3194 пассажира. Во всех рейсах командирами экипажа были лётчики-испытатели ОКБ Туполева.
  • Великобритания, Франция — Aérospatiale-BAC Concorde, первый полёт 2 марта , начало эксплуатации 21 января , выведен из эксплуатации 26 ноября . Построено 20 машин, активно эксплуатировалось 14, перевезено более 3 млн пассажиров, средний налёт — 17 417 часов. Один потерян в катастрофе 25 июля 2000 года, имел налёт 11 989 часов при наибольшем из всех самолётов — 23 397 (заводской № 210, регистрация G-BOAD, находится в Intrepid Sea-Air-Space Museum (англ.)русск.).

Принцип работы турбореактивного двигателя

В отличие от реактивного двигателя, который пользуется спросом почти у всех самолетов, турбореактивный двигатель больше подходит для пассажирских авиалайнеров. Так как для работы реактивного двигателя необходимо не только топливо, но и окислитель.


Благодаря своему строению окислитель поступает вместе с топливом из бака. А в случаи с ТРД окислитесь, поступает напрямую из атмосферы. А в остальном их работа совершенно идентична и не отличается друг от друга.

У турбореактивного двигателя главной деталью является лопасть турбины, так как от ее исправной работы напрямую зависит мощность двигателя. Благодаря этим лопастям и образуется тяга, которая необходима для поддержания скорости самолета. Если сравнить одну лопасть с автомобильным двигателем, то она сможет обеспечить мощностью целых десять машин.

Лопасти устанавливаются за камерой сгорания, так как там нагнетается самое высокое давления, также температура воздуха в данной части двигателя может доходить до 1400 градусов Цельсия.

В целях улучшения прочности и устойчивости лопасти перед различными факторами их монокристаллизируют, благодаря этому они могут держать высокую температуру и давление. Прежде чем установить такой двигатель на самолет его тестируют на полном тяговом усилителе. Также двигатель должен получить сертификат от Европейского совета по безопасности.

КПД парового двигателя

Для приведения в действие силового агрегата необходимо преобразовать тепловую энергию, появляющуюся при сжигании топливовоздушной смеси, в механическую. Раньше применялись паровые двигатели, в которых сгорало твердое топливо (уголь, дрова), поршни приходили в движение под воздействием расширяющегося пара. Размеры таких силовых установок были в несколько раз больше по габаритам, чем современные двигатели, работающие на топливе другого вида.

В паровых машинах поршневого типа КПД не превышает значения 10%. В настоящее время такие устройства почти не применяются, т. к. считается, что не существует кардинальных способов увеличить их коэффициент полезного действия.

С целью увеличения данного показателя, применяют источники тепла, обладающие наименьшей стоимостью. Например, на больших ТЭЦ используется атомная энергия. Вдобавок, применяются современные технологии, при которых отработанное тепло не уходит бесполезно в атмосферу, а используется для отопительных систем в многоквартирных домах. Потери здесь составляют не больше 10 процентов. Современные паровые турбины обладают коэффициентом КПД, равным 50 – 60%.

Область применения

ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твердотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.

Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой, но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < М < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.

Ядерный ПВРД

Ядерный ПВРД «Плутон» (США)

Во второй половине 1950-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.

Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД . Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:

  • межконтинентальная крылатая ракета-носитель ядерного заряда;
  • одноступенчатый воздушно-космический самолёт.

В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 году были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 МВт в течение пяти минут с тягой 156 кН). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 года. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.

Тем не менее, ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. То есть, например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скоростей от М = 1, переходит на использование атмосферного воздуха.

В России, по сделанному президентом В. В. Путиным в начале 2018 года заявлению, «состоялся успешный пуск крылатой ракеты с ядерной энергоустановкой».

Жидкостный реактивный двигатель

Тот, кто стрелял из огнестрельного оружия или просто наблюдал этот процесс со стороны, знает, что существует сила, которая непременно оттолкнет ствол назад. Причем при большем количестве заряда отдача непременно увеличивается. Так же работает и реактивный двигатель. Принцип работы его схож с тем, как происходит отталкивание ствола назад под действием струи раскаленных газов.

Что касается ракеты, то в ней процесс, во время которого происходит воспламенение смеси, является постепенным и непрерывным. Это самый простой, твердотопливный двигатель. Он хорошо знаком всем ракетомоделистам.

В жидкостном реактивном двигателе (ЖРД) для создания рабочего тела или толкающей струи применяется смесь, состоящая из топлива и окислителя. Последним, как правило, выступает азотная кислота или жидкий кислород. Топливом в ЖРД служит керосин.

Принцип работы реактивного двигателя, который был в первых образцах, сохранен и до настоящего времени. Только теперь в нем используется жидкий водород. При окислении этого вещества удельный импульс увеличивается по сравнению с первыми ЖРД сразу на 30%. Стоит сказать о том, что идея применения водорода была предложена самим Циолковским. Однако существующие на тот момент трудности работы с этим чрезвычайно взрывоопасным веществом были просто непреодолимы.

Каков принцип работы реактивного двигателя? Топливо и окислитель попадают в рабочую камеру из отдельных баков. Далее происходит превращение компонентов в смесь. Она сгорает, выделяя при этом колоссальное количество тепла под давлением в десятки атмосфер.

Компоненты в рабочую камеру реактивного двигателя попадают по-разному. Окислитель вводится сюда напрямую. А вот топливо проходит более длинный путь между стенками камеры и сопла. Здесь оно разогревается и, уже имея высокую температуру, вбрасывается в зону горения через многочисленные форсунки. Далее струя, сформированная соплом, вырывается наружу и обеспечивает летательному аппарату толкающий момент. Вот так можно рассказать, какой имеет реактивный двигатель принцип работы (кратко). В данном описании не упоминаются многие компоненты, без которых работа ЖРД была бы невозможной. Среди них компрессоры, необходимые для создания нужного для впрыска давления, клапана, питающие турбины и т. д.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, который работает на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование такого двигателя было только гипотетическим: не собрано ни единого образца, который бы прошел летные испытания и подтвердил целесообразность и актуальность его серийного выпуска.

На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется только частично, и на протяжении остального такта перемещение рабочего тела является сверхзвуковым. Большая часть кинетической исходной энергии потока при этом сохраняется, после сжатия температура относительно низкая, что позволяет освободить рабочему телу значительное количество тепла. После входного устройства проточная часть двигателя по всей своей длине расширяется. За счет сгорания топлива в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.


Этот тип двигателя предназначен для проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически такой двигатель можно использовать на многоразовых носителях космических аппаратов.

Одной из главных проблем конструирования ГПВРД является организация сгорания топлива в сверхзвуковом потоке.

В разных странах начаты несколько программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных исследований.

Где применяются ПВРД

ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем вспомогательных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель или самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.

По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его практически неуместно использовать на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно использовать для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, простоте и дешевизне. ПВРД также применяют в летающих мишенях. Конкуренцию по характеристикам ПВРД составляет только ракетный двигатель.

Принцип работы реактивного двигателя

В реактивных двигателях струи воздушных потоков, которые попадают в двигатели, встречаются с обращающимися с колоссальной скоростью турбинами компрессоров, которые засасывают воздух из окружающей среды (при помощи встроенных вентиляторов). Следовательно, происходит решение двух задач:

  • Первичное забирание воздуха;
  • Охлаждение в целом всего двигателя.

Это могут быть, в частности, смеси воздуха и керосина, как в турбореактивных двигателях современных реактивных самолетах, либо смеси жидкого кислорода и спирта, такими обладают кое-какие жидкостные ракетные двигатели, либо еще какое-то твердое топливо в пороховых ракетах. Как только образовалась топливно-воздушная смесь, происходит ее воспламенение с выделением энергии в виде тепла. Таким образом, топливом в реактивных двигателях могут быть только такие вещества, которые в результате химических реакций в двигателях (при возгорании) выделяют тепло, при этом образуя множество газов.

При возгорании совершается существенное разогревание смеси и деталей вокруг с объемным расширением. Собственно говоря, реактивные двигатели пользуются для продвижения управляемыми взрывами. Камеры сгорания в реактивных двигателях — это одни из самых горячих элементов (температурный режим в них может достигать до 2700 °С), и они требуют постоянного интенсивного охлаждения.

Турбореактивные двигатели функционируют несколько иначе. Так, газы, после камер сгорания, вначале проходят турбинами, которым отдают свою тепловую энергию. Это делается для того, чтобы привести в движение компрессоры, которые послужат для сжатия воздуха перед камерой сгорания. В любом случае, сопла остаются последними частями двигателей, через которые протекут газы. Собственно они и формируют непосредственно реактивную струю.

В сопла направляют холодный воздух, который нагнетается при помощи компрессоров, чтобы охлаждать внутренние детали двигателей. Реактивные сопла могут обладать различными конфигурациями и конструкциями исходя из разновидностей двигателей. Так, когда скорость проистекания должна быть выше скорости звука, тогда соплам придаются формы расширяющихся труб или же вначале суживающиеся, а далее расширяющиеся (так называемые сопла Лаваля). Только с трубами такой конфигурации газы разгоняются до сверхзвуковых скоростей, при помощи чего реактивные самолеты перешагивают «звуковые барьеры».

Исходя из того, задействуется ли в процессе работы реактивных двигателей окружающая среда, они подразделяются на основные классы воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и ракетных двигателей (РД). Все ВРД являются тепловыми двигателями, рабочие тела которых образуются тогда, когда происходит реакция окисления горючих веществ с кислородом воздушных масс. Поступающие из атмосферы воздушные потоки составляют основу рабочих тел ВРД. Таким образом, аппараты с ВРД несут на борту источники энергии (топливо), но большая часть рабочих тел черпается из окружающей среды.

К аппаратам ВРД относятся:

  • Турбореактивные двигатели (ТРД);
  • Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД);
  • Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД);
  • Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД).

Основные технические параметры реактивного двигателя

Основным техническим параметром, характеризующим реактивный двигатель, является тяга (иначе — сила тяги) — усилие, которое развивает двигатель в направлении движения аппарата.

Ракетные двигатели помимо тяги характеризуются удельным импульсом, являющимся показателем степени совершенства или качества двигателя. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя. В приведённой ниже диаграмме в графической форме представлены верхние значения этого показателя для разных типов реактивных двигателей, в зависимости от скорости полёта, выраженной в форме числа Маха, что позволяет видеть область применимости каждого типа двигателей.

ПуВРД — Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, ТРД — Турбореактивный двигатель, ПВРД — Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ГПВРД — Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Двухконтурный РД

Эти агрегаты имеют массу преимуществ перед турбореактивными. Например, значительно меньший расход топлива при той же мощности.

Но сам двигатель имеет более сложную конструкцию и больший вес.

Да и принцип работы двухконтурного реактивного двигателя немного другой. Воздух, захватываемый турбиной, частично сжимается и подается в первый контур на компрессор и на второй – к неподвижным лопастям. Турбина при этом работает в качестве компрессора низкого давления. В первом контуре двигателя воздух сжимается и подогревается, а затем посредством компрессора высокого давления подается в камеру сгорания. Здесь происходит смесь с топливом и воспламенение. Образуются газы, которые подаются на турбину высокого давления, за счет чего и вращаются лопасти турбины, подающие, в свою очередь, вращательное движение на компрессор высокого давления. Затем газы проходят через турбину низкого давления. Последняя приводит в действие вентилятор и, наконец, газы попадают наружу, создавая тягу.

Устройство

132-мм реактивный снаряд М-13 БМ-13-16 и других 132-мм советских РСЗО

Макеты 122-мм неуправляемых ракет РСЗО «Град», хвостовые оперения развёрнуты

Основные составные части реактивных снарядов:

  • боевая часть;
  • реактивный двигатель;
  • устройство для стабилизации полёта.

В реактивных снарядах в качестве топлива используются различные пороха (твёрдые многокомпонентные смеси), для запуска используются пиропатроны и (или) электровоспламенители. Реактивные снаряды оснащаются хвостовым оперением для улучшения устойчивости и баллистики, которое следует учитывать при расчёте поправок на ветер (реактивные снаряды отклоняются в направлении против ветра). Оперение может быть складывающимся для компактности и раскрываться после запуска. Кроме оперения, устойчивость снаряду может придаваться и вращением снаряда вдоль продольной оси. При этом вращение может создаваться направляющими пускового устройства (стволом орудия), хвостовым оперением, дополнительными наклонными соплами (турбореактивные). Траектория полёта состоит из активной (работает реактивный двигатель) и пассивной частей (баллистической).

У реактивных снарядов в основном отсутствуют системы управления полётом снаряда, прицеливание осуществляется заданием первоначального угла запуска, обычно с помощью направляющей балки или трубы, а также иногда с помощью задания времени работы двигателя. Но, ряд реактивных снарядов может быть корректируемым с использованием газодинамических рулей в активной фазе полёта а также дистанционного управления подрывом кассетной боевой части.


С этим читают