Диаграмма )

тия газообразной рабочей смеси или воздуха, как это имело место в двигателях внутреннего сгорания и газотурбинных установках, сжатие и нагнетание рабочих веществ происходит в жидкой фазе. Цикл жидкостного реактивного двигателя в р-v диаграмме изображён на рис . 3-17. Линия 1-2 соответствует процессу сжатия (нагнетания) жидких компонентов. Ввиду малого объёма жидкости по сравнению с объёмом продуктов сгорания и малой сжимаемости жидкости, нагнетание можно считать изохорным процессом, совпадающим на графике с осью ординат. Линия 2-3 представляет собой процесс подвода теплоты (сгорание топлива) при постоянном давлении. Линия 3-4 обозначает адиабатное расширение продуктов сгорания в сопле. Изобарный процесс 4-1 , условно замыкающий цикл, соответствует охлаждению продуктов сгорания, выброшенных из сопла в окружающую среду. Работа (удельная) адиабатного расширения газообразных продуктов сгорания l = i₃ – i₄ (кДж/кг). Подведённая в цикле теплота, равная теплоте сгорания топлива при постоянном давлении, составляет q₁ = i₃ – i₂ = (i₃ – i₁) - ( p₂ - p₁ ) · v₁. (3-55)Если пренебречь работой, затрачиваемой на привод жидкостных насосов l_{н =} ( p₂ - p₁ ) · v_1, то коэффициент полезного действия: h_t = (i₃ – i₄)/( i₃ – i₁).Так как процесс расширения газа в сопле3-4является адиабатным (изоэнтропным), то i₃ – i₄ = ½ (w₄²- w₃²).Скорость газов w₃на выходе из камеры сгорания сравнительно мала, поэтому с небольшой погрешностью термический кпд можно считаь равным h_t = (w₄²/2q₁ )(3-56) Давление в камере сгорания жидкостного реактивного двигателя обычно составляет20-25 бар, а скорость истечения газа w₄ колеблется в пределах 2100-2400 м/сек. Достоинствами жидкостного реактивного двигателя являются: независимость его работы от состояния окружающей среды, возможность полётов в безвоздушном пространстве, полная независимость тяги от скорости полёта и, следовательно, возрастание мощности с увеличением скорости полёта, простота конструкции и малая удельная масса ( масса установки на 1 кг тяги ). Недостатками жидкостных реактивных двигателей являются: сравнительно низкий к.п.д, а так же необходимость иметь на корабле не только большие запасы топлива, но и окислителя. Воздушно-реактивные двигатели в зависимости от способа сжатия воздуха, поступающего из атмосферы в камеру сгорания, разделяют на бескомпрессорные ( сжатие воздуха происходит только вследствие скоростного напора воздушного потока) и компрессорные. Бескомпрессорные в свою очередь делятся на прямоточные ( сгорание топлива при постоянном давлении) и пульсирующие ( сгорание топлива при постоянном объёме). Летательные аппараты такого типа предварительно нужно разгонять с помощью стартовых реактивных двигателей, а так же специальных катапульт. Схема воздушного реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей полёта и характер изменения давления и скорости газового потока внутри дигателя показаны на рис.3.18 .

Рис. 3.18 Схема прямоточного воздушно реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей полёта

В сечении 1 воздух поступает в канал двигателя со сверхзвуковой скоростью. Состояние воздуха в сечении 1 совпадает с состоянием атмосферного воздуха на данной высоте. Для осуществления сжатия воздуха, движущегося со сверх-звуковой скоростью, канал должен сначала суживаться, а затем расширяться в направлении потока. В соответствии с этим канал воздушно-реактивного двигателя на участке I –II суживается; скорость потока на этом участке уменьшается до звуковой, а давление увеличивается до критического значения Р_кр. В расширяющейся части канала (участок II-III) , являющейся диффузором, происходит дальнейшее уменьшение скорости потока и увеличение давления воздуха. В сечении III сжатие заканчивается; поток воздуха в этом сечении обладает минимальной скоростью. На участке III-IV (камера сгорания двигателя)происходит сгорание впрыскиваемого топлива с выделением тепла q_1. После сечения IV газ расширяется и скорость потока возрастает. Так как поток на выходе из камеры сгорания дозвуковой, то канал двигателя вначале суживается (участок IV –V), а затем расширяется (участок V-VI). В сечении V поток имеет скорость звука звука С, соответствующую параметрам газа в этом сечении. В расширяющейся выходной части сопла происходит дальнейшее уменьшение давления от критического в сечении V до давления окружающей среды Р₀ в сечении VI. Соответственно скорость возрастает от звуковой в сечении V до сверхзвуковой в сечении VI. Теоретический цикл ВРД представлен в р-vдиаграмме на рис.3.19. Линия 1-2 соответствует процессу сжатия набегающего потока воздуха в диффузоре при движении летательного аппарата с большой скоростью, линия 2-3 изобарическому процессу подвода теплоты при сгорании топлива, линия 3-4 адиабатическому расширению продуктов сгорания в сопле, линия 4-1 охлаждению удалённых в атмосферу продуктов сгорания.

Как видно из рис. 3.19, ВРД со сгоранием топлива при р = соnst работает по такому же циклу, как и ГТУ с изобарическим сгоранием топлива. Соответственно этому термический к.п.д цикла ВРД с подводом теплоты при р = соnst:

h_t = 1 – 1/ l ^{(γ -1)/ γ} (λ= Р₁/Р₂, - степень увеличения давления воздуха в диффузоре, γ = 1,4 – показатель адиабаты)

Рис. 3.19. Цикл прямоточного ВРД

Эту формулу можно преобразовать в: η_t = (w₄ ² - w₁ ² ) /2 q₁ (3-57) Здесь w₄ скорость газов на выходе из сопла, а w₁ –скорость набегающего потока воздуха. Преимущества ПВРД состоит в простоте конструкции и его малой массе. Используются в качестве вспомогательных для достижения самолётом больших скоростей полёта. Наиболее распространённым типом компрессорных ВРД является турбореактивный двигатель, широко применяемый в настоящее время в скоростной авиации. Схема турбореактивного двигателя приведена на рис.3.20. В этом двигателе предварительное сжатие воздуха осуществляется как в результате скоростного напора, так и при помощи осевого компрессора 2, приводимого в движение газовой турбиной 4(с которой он имеет общий вал). Набегающий поток воздуха в диффузоре 1 несколько тормозится, вследствие чего давление воздуха повышается. Из диффузора воздух подаётся для дальнейшего сжатия в компрессор 2, а из него – в камеру сгорания 3, в которую подаётся и жидкое топливо. Топливо теоретически должно сгорать при постоянном давлении, однако из-за потерь давление вдоль камеры несколько падает. Горячие газы из камеры сгорания поступают в газовую турбину, где, расширяясь, производят полезную работу, затрачиваемую на привод компрессора По выходе из турбины газообразные продукты сгорания попадают в реактивное сопло 5, в которомпроисходит дальнейшее их расширение и преобразование потенциальной энергии давления в кинетическую.Давление газа при этом уменьшается до атмосферного, а скорость газа значительно возрастает, в результате чего возникает реактивная тяга.

Рис. 3.20. Схема турбореактивного двигателя.

Теоретический цикл турбореактивного двигателя (рис.3.21) аналогичен циклу прямоточного ВРД и состоит из тех же самых процессов.

Различие заключается в том, что в турбореактивном двигателе необходимое сжатие воздуха обеспечивается компрессором ( в ПВРД оно достигается за счёт одного скоростного напора). Термический к.п.д ТРД определяется формулой η_t= 1– 1/ l ^{(γ -1)/ γ}(3-58)Здесьl = Р₂/ Р₁ -степень повышения давления. . Двухконтурный турбореактивный двигатель

Рис. 3.22. Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности.
1 — Вентилятор. 2 — Компрессор низкого давления. 3 — Компрессор высокого давления. 4 — Камера сгорания. 5 — Турбина высокого давления. 6 — Турбина низкого давления. 7 — Сопло. 8 — Вал ротора высокого давления. 9 — Вал ротора низкого давления.

ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолетов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытеснеными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД). Область применения ТРДД Можно сказать, что с 1960-х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распростарненным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехват-чиков с ТРДДФсм с малой степенью, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности Рис.3.23. Самолет Су-27 с двумя ТРДДФ.

СУ-37-гиперссылка Истребители СУ-гиперссылка

Из последних разработок российских учёных и конструкторов следует отметить двигатель «117С», установленный на самолёте пятого поколения ПАК ФА - Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации -, первый полет которого произошел 29 января 2010 года, оснащен двумя двигателями "117С" . Двигатели отличаются от предшественников увеличенной тягой и ресурсом. Они обеспечивают истребителю сверхманевренность. К уникальным особенностям самолета относятся также малая заметность и возможность длительного сверхзвукового полета.

В настоящее время только у одной страны мира - США - есть на вооружении истребители пятого поколения - F-22 Raptor. Причем их производство уже прекращено, поскольку каждый обходится в 140 миллионов долларов.

Следует понимать, что Т-50 это не только боевой самолет, но и инвестиции в технологии и инженерию, которые имеют большое значение для развития российской промышленности. Это будет иметь экономическое значение не только для России, но и для будущих клиентов Су-50, которые таким образом будут в состоянии избежать военных конфликтов путем создания потенциала эффективного сдерживания.

 

Рис.3-24. Снимки ПАК ФА на старте и в полёте.

 

Например, две эскадрильи таких истребителей, поступивших на вооружение ВВС Ирана, развеют все иллюзии насчет израильского удара по этой стране.