Jetmotor

Den aktuella versionen av sidan har ännu inte granskats av erfarna bidragsgivare och kan skilja sig väsentligt från versionen som granskades den 24 december 2021; kontroller kräver 8 redigeringar .

En luftjetmotor (WRD) är en termisk jetmotor , vars arbetsvätska är en blandning av atmosfärisk luft och bränsleförbränningsprodukter . När bränsle förbränns värms arbetsvätskan upp och, expanderande, flyter ut ur motorn med hög hastighet, vilket skapar jettryck .

WFD används främst för att driva fordon som är designade att flyga i atmosfären. WFDs är uppdelade enligt metoden för förkomprimering av luften som kommer in i förbränningskamrarna: kompressorlös, där luften komprimeras endast av luftflödets hastighetstryck, och kompressor, där luften komprimeras av en kompressor.

För första gången användes denna term i en tryckt publikation 1929 av B. S. Stechkin i tidskriften "Technology of the Air Fleet", där hans artikel "Theory of an air jet engine" publicerades. . På engelska motsvarar denna term mest exakt frasen airbreathing jet engine .

Historik

Det första patentet för en gasturbinmotor utfärdades till engelsmannen John Barber 1791 . De första projekten av flygplan med en luftjetmotor skapades på 60-talet av 1800-talet av P. Maffiotti ( Spanien ), Ch. de Louvrier ( Frankrike ) och N. A. Teleshov ( Ryssland ) [1 ] . 15 november 1913 i tidningen "Aérophile" publicerade René Laurent först ett diagram över en ramjetmotor . [2]

Det första flygplanet som tog till skyarna med en HeS 3 turbojetmotor designad av von Ohain var He 178 (företaget Heinkel Tyskland ), som drivs av testpiloten flugkapten Erich Warzitz (27 augusti 1939). Detta flygplan överträffade i hastighet (700 km / h) alla kolvjaktare på sin tid, vars maximala hastighet inte översteg 650 km / h, men samtidigt var det mindre ekonomiskt och hade som ett resultat en mindre aktionsradie. Dessutom hade den snabbare start- och landningshastigheter än kolvflygplan, vilket krävde en längre landningsbana med bättre yta.

För första gången i Sovjetunionen föreslog chefen för OKB-301 M. I. Gudkov ett projekt av en riktig fighter med en WFD utvecklad av A. M. Lyulka i mars 1943 . Flygplanet kallades Gu-VRD [3] . Projektet avvisades av experter, främst på grund av misstro mot relevansen och fördelarna med VFD i jämförelse med kolvflygplansmotorer.

Sedan augusti 1944 började serieproduktionen av Messerschmitt Me.262 jetjaktbombplan , utrustad med två Jumo-004 turbojetmotorer tillverkade av Junkers, i Tyskland. Och sedan november 1944 började den första jetbombplanen Arado Ar 234 Blitz med samma motorer tillverkas. Det enda jetflygplanet från de allierade i anti-Hitler-koalitionen som formellt deltog i andra världskriget var Gloucester Meteor (Storbritannien) med en Rolls-Royce Derwent 8 turbojetmotor designad av F. Whittle (vars massproduktion började ännu tidigare ) än de tyska).

Under efterkrigsåren öppnade byggandet av jetmotorer nya möjligheter inom flyget: flygningar med hastigheter som överstiger ljudhastigheten och skapandet av flygplan med en bärförmåga som är många gånger större än kolvflygplanens bärförmåga.

Sovjetunionens första jetflygplan var Yak-15- jaktplanet ( 1946 ), utvecklat på kort tid på basis av Yak-3- flygplanet och anpassningen av den fångade Jumo-004- motorn , gjord i motorbyggnadsdesignen byrå av V. Ya Klimov under beteckningen RD-10 [4] .

1947 _ _ klarade de statliga testerna av den första sovjetiska turbojetmotorn TR-1, [5] utvecklad i designbyrån för A. M. Lyulka (nu en gren av UMPO ).

Tu-104 ( 1955 ), utrustad med två turbojetmotorer RD-3M-500 (AM-3M-500), utvecklad i A. A. Mikulin Design Bureau, blev det första jetpassagerarflygplanet i Sovjetunionen .

Patenterad redan 1913, lockade en ramjetmotor ( ramjet ) designers med sin enkelhet i sin design, men viktigast av allt, med sin potentiella förmåga att arbeta i överljudshastigheter och i de högsta, mest försålda lagren av atmosfären, det vill säga under förhållanden där andra typer av På 1930-talet utfördes experiment med denna typ av motorer i USA (William Avery), i Sovjetunionen ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

1937 fick den franske designern René Leduc en order från den franska regeringen att utveckla ett experimentellt ramjetflygplan. Detta arbete avbröts av kriget och återupptogs efter att det avslutats. Den 19 november 1946 ägde den första flygningen någonsin av en apparat med en marscherande ramjet rum [6] . Sedan, under loppet av tio år, tillverkades och testades flera experimentfordon av denna serie, inklusive bemannade [7] . och 1957 vägrade den franska regeringen att fortsätta dessa arbeten - den snabbt utvecklande riktningen för turbojetmotorn vid den tiden verkade mer lovande.

Med ett antal nackdelar för användning på bemannade flygplan (noll dragkraft på plats, låg effektivitet vid låga flyghastigheter), är ramjet den föredragna typen av ramjet för obemannade engångsprojektiler och kryssningsmissiler, på grund av dess enkelhet och, därför, billighet och pålitlighet. Sedan 1950-talet har ett antal experimentflygplan och masstillverkade kryssningsmissiler för olika ändamål med denna typ av motor skapats i USA.

I Sovjetunionen, från 1954 till 1960, utvecklade OKB-301 , under ledning av S.A. Lavochkin [8] , kryssningsmissilen Burya , som var avsedd att leverera kärnladdningar [9] till interkontinentala avstånd, och använde en ramjetmotor som en huvudmotor . 1957 hade R-7 ICBM redan tagits i bruk , som hade samma syfte, utvecklad under ledning av S. P. Korolev . Detta ifrågasatte möjligheten att vidareutveckla "Stormen". Bland de mer moderna inhemska utvecklingarna kan kryssningsmissiler med marscherande ramjetmotorer nämnas : P-800 Oniks , P-270 Mosquito .

Pulsjetmotorn (PUVRD) uppfanns på 1800-talet av den svenske uppfinnaren Martin Wiberg . Det mest kända flygplanet (och det enda seriella) med Argus As-014 PUVRD tillverkad av Argus-Werken var den tyska V-1 projektilen . Efter kriget fortsatte forskningen inom området pulsjetmotorer i Frankrike ( SNECMA ) och i USA ( Pratt & Whitney , General Electric ), dessutom blev små motorer av denna typ på grund av sin enkelhet och låga kostnad mycket populära bland flygplansmodellerare, och inom amatörflyget, och kommersiella företag har dykt upp som producerar för försäljning för detta ändamål PuVRD och ventiler för dem (slitdelar). [tio]

Allmänna funktionsprinciper

Trots mångfalden av WFD , som skiljer sig väsentligt från varandra i design, egenskaper och omfattning, kan ett antal principer urskiljas som är gemensamma för alla WFDs och som skiljer dem från andra typer av värmemotorer.

WFD:s termodynamik

VRD - värmemotor . Termodynamiken i processen att omvandla värme till arbete för en ramjet- och turbojetmotor beskrivs av Brayton-cykeln och för en pujetmotor av Humphrey-cykeln . I båda fallen utförs det användbara arbetet, på grund av vilket jetströmmen bildas, under den adiabatiska expansionen av arbetsvätskan i munstycket tills dess statiska tryck utjämnas med den utombordare, atmosfäriska. Följande villkor är således obligatoriskt för WFD: arbetsvätskans tryck innan expansionsfasens början måste överstiga atmosfärstrycket, och ju mer - ju större är det användbara arbetet i den termodynamiska cykeln och desto högre effektivitet motor. Men i den miljö som arbetsvätskan tas från är den vid atmosfärstryck. Därför, för att WFD ska fungera, är det nödvändigt att på ett eller annat sätt öka trycket på arbetsvätskan i motorn i förhållande till atmosfärstrycket.

Huvudtyperna av WFD (rakt-genom, pulserande och turbojet) skiljer sig först och främst på det tekniska sättet på vilket den nödvändiga tryckökningen uppnås och som förutbestämmer designen av en motor av denna typ.

Den viktigaste tekniska parametern för en WFD av någon typ är graden av full tryckökning - förhållandet mellan trycket i motorns förbränningskammare och det statiska utombordslufttrycket. Jetmotorns termiska effektivitet beror på denna parameter (se Brayton -cykeln och Humphrey-cykeln ).

Jetframdrivning

VRD - en jetmotor som utvecklar dragkraft på grund av strålströmmen från arbetsvätskan som rinner ut ur motormunstycket . Ur denna synvinkel liknar WFD en raketmotor (RD), men skiljer sig från den senare genom att den tar det mesta av arbetsvätskan från miljön - atmosfären, inklusive syre , som används i WFD som oxidationsmedel . Tack vare detta har VRD en fördel framför en raketmotor när den flyger i atmosfären. Om ett flygplan utrustat med en raketmotor måste transportera både bränsle och en oxidator , vars massa är 2-8 gånger större än bränslemassan, beroende på bränsletyp, måste en apparat utrustad med en vattendirektiv ha ombord endast en tillgång på bränsle , och med en och För samma massa bränsle har en apparat med en raketmotor en energiresurs flera gånger större än en raket med en raketmotor.

Arbetsvätskan från WFD vid munstyckets utlopp är en blandning av förbränningsprodukter från bränslet med de luftfraktioner som finns kvar efter att syret brinner ut . Om cirka 3,4 kg rent syre krävs för fullständig oxidation av 1 kg fotogen (ett vanligt bränsle för raketmotorer), så krävs det 14,8 kg luft för att fullständigt oxidera, med tanke på att atmosfärisk luft endast innehåller 23 viktprocent syre. detta bränsle, och därför, arbetsvätskan, åtminstone 94 % av dess massa, består av den initiala atmosfäriska luften. I praktiken, i WFD, finns det som regel ett överskott av luftflöde (ibland flera gånger, jämfört med det minimum som krävs för fullständig oxidation av bränslet), till exempel i turbojetmotorer är massflödet av bränsle 1% - 2% av luftflödet. [11] Detta gör det möjligt att, vid analys av vattendirektivets funktion, i många fall, utan större förlust av noggrannhet, betrakta arbetsvätskan i vattendirektivet, både vid utloppet och vid inloppet, för att vara samma ämne - atmosfärisk luft och flödeshastigheten för arbetsvätskan genom vilken sektion som helst, motorns flödesdel är densamma.

Dynamiken i WFD kan representeras enligt följande: arbetsvätskan kommer in i motorn med flyghastigheten och lämnar den med hastigheten för jetflödet från munstycket. Från momentumbalansen erhålls ett enkelt uttryck för WJE:s jetdrag: [11]

(ett)

där  är tryckkraften,  är flyghastigheten,  är hastigheten för jetflödet (relativt motorn),  är den andra flödeshastigheten för massan av arbetsvätskan genom motorn. Uppenbarligen är WJE effektiv (skapar dragkraft) endast i det fall när hastigheten för utflödet av arbetsvätskan från motormunstycket överstiger flyghastigheten: .

Hastigheten för gasutflöde från munstycket på en termisk jetmotor beror på den kemiska sammansättningen av arbetsvätskan, dess absoluta temperatur vid munstycksinloppet och på graden av expansion av arbetsvätskan i motormunstycket (förhållandet mellan tryck vid munstyckets inlopp till trycket vid dess sektion).

Den kemiska sammansättningen av arbetsvätskan för alla vattenvattendirektorat kan anses vara densamma, eftersom för temperaturen och expansionsgraden som uppnås av arbetsvätskan under motordrift, det finns stora skillnader för olika typer av ramvattendirektorer och olika prover av vattendragsvatten. samma typ.

Mot bakgrund av det föregående är det möjligt att formulera de största nackdelarna med ramdirektivet om vatten i jämförelse med RD :

Flygeffektivitet

För alla motoriserade flygplan går endast en del av den mekaniska energin som genereras av motorn på att sätta fordonet i rörelse, d.v.s. på dess acceleration, övervinna kraften av drag , och när du klättrar - gravitationen. Resten, som är en energiförlust, omvandlas till den kinetiska energin för jetströmmens reströrelse i förhållande till den villkorligt orörliga yttre miljön (för WFD - atmosfären).

Effektiviteten hos WFD som en propeller bestämmer flyg- eller dragkraftseffektiviteten - den relativa andelen av den mekaniska energin som genereras av motorn, förbrukad för att sätta enheten i rörelse, uttrycks med formeln :

(2)

De där. detta är förhållandet mellan flyghastigheten och det aritmetiska medelvärdet av flyg- och jethastigheterna. Genom att jämföra formlerna (1) och (2) kan vi dra slutsatsen att ju högre skillnaden är mellan gasflödet från munstycket och flyghastigheten, desto högre motorkraft och desto lägre flygeffektivitet. Om flyghastigheterna och utflödet av gaser från munstycket är lika, kommer flygeffektiviteten att vara lika med 1, det vill säga 100 %, men motorns dragkraft kommer att vara lika med 0. Av denna anledning är designen av WFD en kompromiss mellan dragkraften den skapar och dess flygeffektivitet.

Sökandet efter en acceptabel kompromiss ledde till skapandet av bypass-turbojet- , turbofan- och turbopropmotorer , som för närvarande är de vanligaste flygplansmotorerna, både höghastighets-, strids- och ekonomiska, passagerar- och transportmotorer (se Turbojetmotor ).

Scramjet-motor

En ramjetmotor ( ramjet , eng.  Ramjet ) är den enklaste i klassen för ramjet sett till enhet. Den tryckökning som krävs för att motorn ska fungera uppnås genom att bromsa det mötande luftflödet.

Ramjet- arbetsflödet kan kort beskrivas enligt följande:

  • Luften, som kommer in med flyghastigheten in i motorinloppet, saktar ner och komprimeras; vid inloppet till förbränningskammaren når arbetsvätskans tryck sitt maximala värde genom hela motorns flödesbana.
  • Den komprimerade luften i förbränningskammaren värms upp på grund av oxidationen av bränslet som tillförs den, medan den inre energin hos arbetsvätskan ökar.
  • Expanderande i munstycket accelererar arbetsvätskan och strömmar ut med en hastighet som är högre än hastigheten för det mötande flödet, vilket skapar strålkraft.

Strukturellt har ramjet en extremt enkel enhet. Motorn består av en förbränningskammare, in i vilken luft kommer in från diffusorn och bränsle från bränsleinjektorerna. Förbränningskammaren slutar med ingången till munstycket, som regel avsmalnande-expanderande .

Beroende på flyghastigheten delas ramjetmotorer in i subsonic , supersonic och hypersonic . Denna uppdelning beror på designegenskaperna för var och en av dessa grupper.

Subsonic ramjetmotorer

Subsonic ramjetmotorer är designade för att flyga i hastigheter med ett Mach-tal på 0,5 till 1. Bromsning och luftkompression i dessa motorer sker i den expanderande kanalen hos inloppsanordningen - diffusorn .

På grund av den låga graden av tryckökning under luftbromsning vid subsoniska hastigheter (max - 1,9 vid M = 1), har dessa motorer en mycket låg termisk verkningsgrad (16,7% vid M = 1 i en idealisk process, utan att ta hänsyn till förluster) , på grund av det visade de sig vara okonkurrenskraftiga i jämförelse med andra typer av flygplansmotorer och är för närvarande inte masstillverkade.

Supersonic ramjetmotorer

SPVRD är designade för flygningar i Mach 1-5 intervallet . Inbromsningen av ett överljudsgasflöde sker alltid diskontinuerligt (hoppvis) med bildandet av en stötvåg , även kallad en stötvåg . Ju mer intensiv stötvågen är, det vill säga ju större förändringen i flödeshastigheten vid dess front är, desto större tryckförlust, som kan överstiga 50 %.

Tryckförluster kan minimeras genom att organisera kompression inte i en, utan i flera successiva stötvågor med lägre intensitet, varefter flödeshastigheten minskar. I det sista hoppet blir hastigheten subsonisk och ytterligare retardation och luftkompression sker kontinuerligt i den expanderande diffusorkanalen.

I överljudshastighetsområdet är en ramjet mycket effektivare än i den subsoniska. Till exempel, vid Mach 3 för en idealisk ramjet , är tryckförhållandet 36,7, vilket är jämförbart med högtryckskompressorerna i turbojetmotorer (till exempel för AL-31FP turbojetmotorn är denna siffra 23), och den termiska verkningsgraden teoretiskt når 64,3%. För riktiga ramjets är dessa siffror lägre, men även om man tar hänsyn till förluster, i flygningens Mach-tal från 3 till 5, är överljudsramjets överlägsna i effektivitet jämfört med alla andra typer av ramjets .

Faktorn som begränsar driftshastigheterna för SPVRD från ovan är stagnationslufttemperaturen, som vid M>5 överstiger 1500 °C, och betydande ytterligare uppvärmning av arbetsvätskan i förbränningskammaren blir problematisk på grund av begränsningen av värmebeständigheten hos konstruktionsmaterial.

Hypersonic ramjet

En hypersonisk ramjetmotor ( scramjet , eng.  Scramjet ) är en ramjet som arbetar med flyghastigheter mer än fem gånger ljudets hastighet ( M > 5) och utformad för flygningar i stratosfären . Det möjliga syftet med ett flygplan med en hypersonisk ramjet  är det lägsta steget av ett återanvändbart rymdskepp.

Teoretiskt gör en scramjetmotor det möjligt att uppnå högre flyghastigheter jämfört med en scramjetmotor, på grund av att inloppsluftflödet till scramjetmotorn endast delvis bromsas, så att flödet av arbetsvätskan genom hela flödet motorns väg förblir supersonisk. I detta fall behåller flödet det mesta av sin initiala kinetiska energi, och ökningen av dess temperatur under retardation och kompression är relativt liten. Detta gör att du kan värma upp arbetsvätskan avsevärt, förbränna bränslet i ett överljudsflöde och, expanderande, strömmar det ut ur munstycket med en hastighet som överstiger flyghastigheten.

Det finns flera program för utveckling av hypersoniska ramjetmotorer i olika länder, men i början av 2000-talet förblir denna typ av motor hypotetisk, det finns inte ett enda prov som har klarat flygtester, vilket bekräftar den praktiska genomförbarheten av dess massproduktion .

Nukleär ramjet

Under andra hälften av 50 -talet , under det kalla krigets era, utvecklades ramjetprojekt med en kärnreaktor i USA och Sovjetunionen . Energikällan för dessa motorer är inte den kemiska reaktionen av bränsleförbränning, utan värmen som genereras av en kärnreaktor som är placerad i stället för förbränningskammaren. Luften från inloppet i en sådan ramjet passerar genom reaktorhärden, kyler den och värmer upp sig själv och, expanderande, strömmar ut ur munstycket med en hastighet som överstiger flyghastigheten.

Ett möjligt syfte med ett flygplan med en sådan motor är en interkontinental kryssningsmissil, en kärnladdningsbärare. Den största fördelen med en kärnkraftsdirektiv är reaktorns energiresurs, tillräcklig för att uppnå alla mål på jorden.

I båda länderna skapades kompakta kärnkraftsreaktorer med låg resurser som passade in i dimensionerna av en stor raket. 1964, i USA, inom ramen för Pluto och Tory kärnkraft ramjet forskningsprogram, bänkavfyrning tester av Tory-IIC kärnkraft ramjet motorn utfördes. Flygtester genomfördes inte, programmet stängdes i juli 1964.

Omfattning

Ramjeten är inoperabel på plats och vid låga flyghastigheter. För att uppnå den initiala hastigheten med vilken den blir effektiv behöver en anordning med denna motor en hjälpdrivning, som till exempel kan tillhandahållas av en solid raketbooster , eller ett bärarflygplan från vilket en anordning med en ramjet skjuts upp . Ineffektiviteten hos en ramjet vid låga flyghastigheter gör den praktiskt taget oacceptabel för användning på bemannade flygplan, men för obemannade stridsmissiler som flyger i Mach 2-5-intervallet är det att föredra på grund av dess enkelhet, låga kostnad och tillförlitlighet. . För närvarande används ramjetmotorer som stödmotorer för yta-till-luft , luft-till-luft , luft-till-mark kryssningsmissiler , obemannade spaningsflygplan och flygande mål. Ramjets främsta konkurrent i denna nisch är raketmotorn .

Pulsjetmotor

Pulserande jetmotor ( PUVRD , engelsk term English.  Pulsejet ), som namnet antyder, arbetar i ett pulsationsläge, dragkraften utvecklas inte kontinuerligt, som en ramjet- eller turbojetmotor , utan i form av en serie pulser som följer efter varandra med en frekvens på tiotals hertz för stora motorer, upp till 250 Hz för små motorer.

Strukturellt sett är P vid WFD en cylindrisk förbränningskammare med ett långt cylindriskt munstycke med mindre diameter. Kammarens framsida är ansluten till en inloppsdiffusor genom vilken luft kommer in i förbränningskammaren. En luftventil är installerad mellan diffusorn och förbränningskammaren, som fungerar under påverkan av tryckskillnaden i kammaren och vid diffusorns utlopp: när trycket i diffusorn överstiger trycket i kammaren, öppnas ventilen och släpper in luft i kammaren, när tryckförhållandet vänds stänger den.

Arbetscykeln för P i WFD kan beskrivas på följande sätt:

  1. Luftventilen är öppen, luft kommer in i förbränningskammaren, munstycket sprutar in bränsle och en bränsleblandning bildas i kammaren.
  2. Bränsleblandningen antänds och brinner, trycket i förbränningskammaren stiger kraftigt och stänger luftventilen och backventilen i bränslebanan. Produkterna från förbränning, expanderande, flyter ut ur munstycket, skapar jettryck .
  3. Trycket i kammaren sjunker, under lufttrycket i diffusorn öppnar luftventilen och luft börjar strömma in i kammaren, bränsleventilen öppnar också, motorn går till fas 1.

PUVRD arbetar i läget för självsvängningar , som koordinerar verkan av alla dess delar i tiden. Frekvensen av dessa självsvängningar beror på motorns storlek: ju mindre motor, desto högre pulseringsfrekvens.

För att initiera förbränningsprocessen installeras ett tändstift i kammaren, vilket skapar en högfrekvent serie av elektriska urladdningar, och bränsleblandningen antänds. Efter flera tiotals motorcykler värms väggarna i förbränningskammaren så mycket att bränsleblandningen antänds från dem, och det behövs inget tändstift.

Ökningen av trycket i förbränningskammaren P vid WFD , nödvändig för driften av motorn, uppnås delvis - på grund av bromsningen av det mötande luftflödet i diffusorn (med ventilen öppen), och delvis - på grund av till förbränning av bränsle i en stängd volym, begränsad av en stängd ventil, kammarens sidoväggar och luftpelarens tröghet i ett långt munstycke (se Humphrey-cykeln ). De flesta PJ:er kan arbeta vid noll hastighet.

Pulsmotorändringar

Det finns andra modifieringar av P i WFD .

  • Ventillös PuVRD , annars - U-formad PuVRD. Dessa motorer har inga mekaniska luftventiler, och så att den omvända rörelsen av arbetsvätskan inte leder till en minskning av dragkraften, är motorkanalen gjord i form av den latinska bokstaven "U", vars ändar vrids tillbaka i riktning mot apparaten.
  • Detonation PuVRD ( eng.  Pulse detonation engine ) - motorer där förbränningen av bränsleblandningen sker i detonationsläget (och inte deflagrering ).

Omfattning

PuVRD karakteriseras som bullrigt och slösaktigt , men enkelt och billigt . Den höga nivån av buller och vibrationer är resultatet av det mycket pulserande driftsättet.

PUVRD är installerad på obemannade engångsflygfarkoster med driftshastigheter upp till Mach 0,5 : flygande mål , spaningsdrönare , i det förflutna och kryssningsmissiler .

PuVRD används inom amatörflyg och aeromodelling , på grund av deras enkelhet och låga kostnad.

Turbojetmotor

I en turbojetmotor ( TRD , eng.  turbojet engine ) uppnås kompressionen av arbetsvätskan vid inloppet till förbränningskammaren och det höga värdet av luftflödet genom motorn på grund av den kombinerade verkan av det mötande luftflödet och kompressor , placerad i turbojetmotorns område omedelbart efter inloppsanordningen, framför förbränningskammaren. Kompressorn drivs av en turbin som är monterad på samma axel som den, och som körs på en arbetsvätska uppvärmd i förbränningskammaren, från vilken en stråle bildas. I kompressorn ökar det totala lufttrycket på grund av det mekaniska arbetet som utförs av kompressorn. Förbränningskammaren i de flesta turbojetmotorer har en ringform.

Från förbränningskammaren kommer den uppvärmda arbetsvätskan in i turbinen, expanderar, sätter den i rörelse och ger den en del av sin energi, och efter att den expanderar i munstycket och strömmar ut ur den, vilket skapar jettryck. Tack vare kompressorn kan turbojetmotorn starta från stillastående och arbeta vid låga flyghastigheter, vilket är ett nödvändigt villkor för en flygplansmotor , medan trycket i motorområdet och luftflödet endast tillhandahålls av kompressorn.

Hastighetsintervallet där turbojetmotorn är effektiv skiftas mot lägre värden, jämfört med ramjetmotorn . Turbin-kompressorenheten, som gör det möjligt att skapa ett högt flöde och en hög grad av kompression av arbetsvätskan i området med låga och medelhöga flyghastigheter, är ett hinder för att öka motorns effektivitet i zonen av höga hastigheter.

Omfattning

Fram till 1960- och 1970-talen användes turbojetmotorer aktivt som motorer för militära och kommersiella flygplan. För närvarande har mer ekonomiska bypass-turbofläktmotorer (TRDD) blivit mer utbredda .

Bypass turbojetmotor

Bypass turbojetmotor (TRD, eng.  Turbofan ) - TRD med en design som gör att du kan flytta en extra luftmassa som passerar genom motorns yttre krets. Denna design ger högre flygeffektivitet jämfört med konventionella turbojetmotorer. Den första som föreslog konceptet med turbofläktmotorer i den inhemska flygmotorindustrin var A. M. Lyulka [13] . På grundval av forskning utförd sedan 1937 lämnade A. M. Lyulka in en ansökan om uppfinningen av en bypass turbojetmotor ( författarens certifikat presenterades den 22 april 1941). [fjorton]

Efter att ha passerat genom inloppet kommer luften in i lågtryckskompressorn, kallad fläkt . Efter fläkten delas luften i två strömmar. En del av luften kommer in i den yttre kretsen och, förbi förbränningskammaren, bildas en jetström i munstycket. Den andra delen av luften passerar genom den interna kretsen, helt identisk med turbojetmotorn , som nämndes ovan.

En av de viktigaste parametrarna för en turbofläktmotor är bypass -förhållandet, det vill säga förhållandet mellan luftflödet genom den externa kretsen och luftflödet genom den interna kretsen. Var och luftflöde genom de interna respektive externa kretsarna.

Om vi ​​återgår till formlerna (1) och (2), så kan principen för masstillsats tolkas på följande sätt. I turbofläktmotorn , enligt formel (2), fastställs principen att öka motorns flygeffektivitet genom att minska skillnaden mellan hastigheten för utloppet av arbetsvätskan från munstycket och flyghastigheten. Minskningen av dragkraften, som enligt formel (1), kommer att orsaka en minskning av denna skillnad mellan varvtal, kompenseras av en ökning av luftflödet genom motorn. Konsekvensen av ett ökat luftflöde genom motorn är en ökning av arean av den främre delen av motorinloppet, vilket resulterar i en ökning av diametern på motorinloppet, vilket leder till en ökning av dess frontmotstånd och massa. Med andra ord, ju högre bypass-förhållande, desto större diameter på motorn, ceteris paribus.

Alla turbofläktmotorer kan delas in i 2 grupper: med blandningsflöden bakom turbinen och utan blandning.

I en turbofläktmotor med blandat flöde (TRDDsm) kommer luftflöden från de externa och interna kretsarna in i en enda blandningskammare. I blandningskammaren blandas dessa flöden och lämnar motorn genom ett enda munstycke med en enda temperatur. TRDSM är mer effektiva, men närvaron av en blandningskammare leder till en ökning av motorns dimensioner och vikt.

Turbofläktmotorer, precis som turbofläktmotorer , kan utrustas med justerbara munstycken och efterbrännare. Som regel är det turbofläktmotorer med låga bypass-förhållanden för överljudsflygplan.

Ytterligare sätt att öka effektiviteten hos turbofläktmotorer och turbofläktmotorer

Afterburner

Även om turbojetmotorn har ett överskott av syre i förbränningskammaren, kan denna effektreserv inte realiseras direkt - genom att öka bränsleförbrukningen i förbränningskammaren, på grund av begränsningen av temperaturen hos arbetsvätskan som kommer in i turbinen. Begränsningen åläggs av turbinbladens värmebeständighet. Denna reserv används i motorer utrustade med en efterbrännare placerad mellan turbinen och munstycket. I efterbrännarläget förbränns en extra mängd bränsle i denna kammare, den interna energin hos arbetsvätskan ökar före expansion i munstycket, vilket resulterar i att dess utflödeshastighet ökar och motorns dragkraft ökar, i vissa fall, med mer än 1,5 gånger, vilket används av stridsflygplan när man flyger i höga hastigheter, eller för att öka stigningshastigheten. Till en början var turbojetmotorns drifttid begränsad i tid baserat på kraven på värmebeständigheten hos munstycksdesignen. Men från och med 3:e generationens fighters lyftes dessa restriktioner. Med efterbrännare ökar bränsleförbrukningen avsevärt, turbojetmotorer med efterbrännare har praktiskt taget inte funnits i kommersiell luftfart, med undantag för Tu-144 och Concorde -flygplan , vars flygningar redan har upphört.

Justerbara munstycken

TRD:er, där jetflödeshastigheten kan vara både subsonisk och överljud vid olika motordriftlägen, är utrustade med justerbara munstycken. Dessa munstycken består av längsgående element som kallas klaffar , rörliga i förhållande till varandra och sätts i rörelse av en speciell drivning, vanligtvis hydraulisk eller mekanisk, som gör det möjligt att ändra munstyckets geometri på kommando av piloten eller ett automatiskt motorstyrsystem. Samtidigt ändras storleken på munstyckets kritiska (smalaste) och utloppssektioner, vilket gör det möjligt att optimera motorns drift under flygningar med olika hastigheter och motordriftlägen. Justerbara munstycken används främst inom militärflyget på turbofläktmotorer och turbofläktmotorer med efterbrännare. [ett]

Thrust vector control (VCT) / Thrust vector deviation (TVT)

Speciella roterande munstycken, på vissa turbofläktmotorer, gör det möjligt att avleda flödet av arbetsvätskan som strömmar från munstycket i förhållande till motoraxeln. OVT leder till ytterligare förluster av motorkraft på grund av utförandet av ytterligare arbete med att vrida flödet och komplicerar kontrollen av flygplanet. Men dessa brister kompenseras fullt ut av en betydande ökning av manövrerbarheten och en minskning av flygplanets start- och landningskörning, fram till och med vertikal start och landning. OVT används uteslutande inom militärflyg.

Turbofläktmotor

En bypass-turbojetmotor (TRDD) med ett bypass-förhållande över 2 kallas turbofläkt . Det övre bypassförhållandet för dessa motorer kan nå 11 ( en:Rolls-Royce Trent 1000 ). Turbofläktmotorer med högt bypass-förhållande tillverkas vanligtvis utan blandningskammare. På grund av den stora inloppsdiametern hos sådana motorer är deras externa kretsmunstycke ofta förkortat för att minska motorvikten och minska luftmotståndet i den externa kretsbanan.

Applikationsområde

Vi kan säga att från 1960 -talet till denna dag i flygmotorindustrin - turbofläktmotorernas era . Turbofläktmotorer av olika typer är den vanligaste klassen av jetmotorer som används i flygplan, från höghastighets lågbypass stridsflygplan till gigantiska kommersiella och militära transportflygplan med högbypass turbofans .

Turboprop

Strukturellt liknar en turbopropmotor (TVD) en turbojetmotor , där kraften som utvecklas av motorn överförs till propelleraxeln , vanligtvis inte direkt, utan genom en växellåda .

Turbopropmotorer används inom transport och civil luftfart .

Turboaxelmotor

Turboaxelmotorer är strukturellt en turbojetmotor där kraften som utvecklas av ett extra turbinsteg överförs till kraftuttagets axel, oftast genom en växellåda. Eftersom det inte finns någon mekanisk koppling mellan turbin- och kompressoraxeln och kraftuttagsaxeln, utan endast gasdynamisk koppling, klassificeras turboaxelmotorer som indirekt reaktion WFD . Dessa motorer är strängt taget inte jetmotorer, turbinens avgasreaktion är inte mer än 10% av deras totala dragkraft, men de kallas traditionellt för luftjetmotorer.

Används för att driva helikopterpropellrar.

Turbopropmotor

För att förbättra teaterns funktionsegenskaper används speciella flerbladiga tillbakasvepta propellrar med variabel stigning (VIS) med en eller två rader blad. Sådana VSP:er utsätts för en högre belastning på det svepande området med reducerad propellerdiameter, men bibehåller en relativt hög verkningsgrad på 0,8-0,85. Sådana propellrar kallas propfans (VV), och motorn kallas turbopropfan (TVVD) med öppen propfan. [femton]

Endast en seriemodell av denna typ av motor är allmänt känd - D-27 ( ZMKB "Progress" uppkallad efter akademiker A. G. Ivchenko, Zaporozhye, Ukraina. ), Används på Yak-44- flygplan med en flyghastighet på 670 km/h , och på An-70 med en marschhastighet på 750 km/h.

Vid D-27- motorn skapas det kalla luftflödet av två koaxiala, motroterande, flerbladiga sabelformade propellrar som drivs av en fri fyrstegsturbin, en turboaxelmotor. Kraften överförs till propellrarna genom en växellåda.

Jämförelse av olika typer av raketmotorer med andra flygplansmotorer

Effektiviteten hos jetmotorer uppskattas vanligtvis av den specifika impulsen  - förhållandet mellan motorns totala dragkraftsimpuls och bränslemassan (eller dragkraft till den andra bränsleförbrukningen om dragkraften är konstant och inte förändras över tiden). Denna indikator är också ett mått på motorns effektivitet. Diagrammet nedan visar grafiskt de övre värdena för denna indikator för olika typer av jetmotorer, beroende på flyghastigheten, uttryckt i form av Mach-nummer , vilket gör att du kan se tillämpningsområdet för varje typ av motor.

Det följer av diagrammet att när det gäller specifik impuls är raketmotorer (RD) betydligt sämre än WFDs av alla typer. Detta förklaras av det faktum att RD:ns bränsleförbrukning inkluderar oxidatorn, som RD tar från atmosfären, så den specifika impulsen för RD:n är maximalt 270 sek för en raketmotor med fast drivmedel och 450 sek för en raket motor .

Propellermotorspecifikationer visar vanligtvis inte dragkraft och specifik impuls. För dessa motorer är den karakteristiska parametern effekt, inte dragkraft. För att karakterisera effektiviteten och ekonomin hos skruvmotorer används specifik bränsleförbrukning  - förhållandet mellan bränsleförbrukning per timme och den utvecklade effekten. För att jämföra effektiviteten hos kolv -ICE med turboprops kan vi ge värdet av denna indikator för två specifika typer av motorer av dessa typer:

Kolv ASh-82  - 0,381 kg / h.p.h TVD NK-12  - 0,158 kg/ hk timme .

Således är en turbopropmotor (per 1 hk ) 2,5 gånger mer ekonomisk än en kolvmotor, och detta är en av huvudorsakerna till att WFD ersatte kolvmotorer från "stora flygplan". Dessutom, när det gäller viktegenskaper, är WFD:erna betydligt överlägsna kolvens.

Som en viktkaraktäristik för flygplansmotorer används vanligtvis en av indikatorerna: specifik effekt - förhållandet mellan motoreffekt och dess massa (för motorer med propeller), eller specifik dragkraft - förhållandet mellan dragkraft och motorvikt på jordens yta (för WFD och raketmotorer). Följande tabell visar dessa siffror för vissa flygplan och raketmotorer av olika typer.

Specifika viktegenskaper hos flygplan och raketmotorer
Motortyp
_ 		Beteckning Flygplan Specifik
dragkraft
(dragkraft/vikt) 		Specifik
effekt
kW/kg
kolvmotor
_		 ASh-82 Il-12 , Il-14 * 1,46
TVD NK-12 Tu-95 , Tu-114 , An-22 * 3.8
Pouvrd Argus As-014 Projektil V-1 3
Hybrid
turbojet / ramjet		 Pratt & Whitney J58-P4 SR-71 Blackbird 5.3
Turbofan
_		 GE90-1150B Boeing 777 6.3
TRD AL-31FP Su-30 8.22
RDTT Rymdfärjan SRB Rymdfärjan Booster 13.5
LRE NK-33-1 Rymdbärare
Soyuz-2 , Soyuz-2-3		 128

.* För skruvmotorer anges inte denna siffra.

Se även

Litteratur

  • Kazandzhan P. K., Alekseev L. P., Govorov A. N., Konovalov N. E., Yu. N. Nechaev, Pavlenko V. F., Fedorov R. M.  Teoriya jetmotorer. M. Militär förlag. 1955
  • Stechkin B.S.  utvalda verk. Teori om värmemotorer. — M.: Nauka, 1977. — 410 sid.
  • V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko. Redigerad av S. M. Shlyakhtenko. Teori och beräkning av luftjetmotorer. Lärobok för gymnasieskolor. 2:a upplagan, reviderad och förstorad. M.: Mashinostroenie, 1987
  • Kulagin VV  Teori, beräkning och design av flygplansmotorer och kraftverk. Ed. 2:a. M. Engineering. 2003.
  • Klyachkin A. L. Theory of air-jet engines, M., 1969

Länkar

Anteckningar

  1. ↑ Sobolev D. A. Flygplanets historia. Den inledande perioden .. - M . : ROSSPEN, 1995. - 343 sid.
  2. ↑ Rene Lorin. Une erfarenhet enkel relativ au propulseur à réaction directe. L'Aerophile. Paris, 15 november 1913, sid. 514 . Hämtad 22 december 2021. Arkiverad från originalet 22 december 2021.
  3. ↑ Arkiverad kopia (länk ej tillgänglig) . Hämtad 23 mars 2016. Arkiverad från originalet 18 maj 2011. 
  4. ↑ RD-10 . Hämtad 10 april 2008. Arkiverad från originalet 3 maj 2008.
  5. ↑ npo-saturn.ru Arkiverad 7 februari 2009 på Wayback Machine
  6. ↑ Artikel Leduc 010 på den franska Wikipedia
  7. ↑ Franska Wikipedia - artikeln Leduc 021 och Leduc 022
  8. ↑ NPO dem. S.A. Lavochkin (otillgänglig länk) . Datum för åtkomst: 24 januari 2012. Arkiverad från originalet den 10 februari 2010. 
  9. ↑ airbase.ru/sb/russia/lavochkin/la/350/index.htm Strategisk kryssningsmissil La-350 Burya
  10. ↑ Arkiverad kopia (länk ej tillgänglig) . Hämtad 16 april 2008. Arkiverad från originalet 29 februari 2008. 
  11. ↑ 1 2 Teori och beräkning av jetmotorer. Lärobok för gymnasieskolor. Författare: V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko. Redigerad av S. M. Shlyakhtenko. 2:a upplagan, reviderad och förstorad. M.: Mashinostroenie, 1987
  12. ↑ Illustrerad beskrivning av flera utföranden av ventillös PUJE (på engelska) . Hämtad 17 april 2008. Arkiverad från originalet 28 september 2010.
  13. ↑ Arkhip Lyulka Arkiverad 5 mars 2016 på Wayback Machine - 100 Great.
  14. ↑ Motorer arkiverade 5 maj 2012 på Wayback Machine - Echo of Russia. Sociopolitisk tidning.
  15. ↑ Turbopropmotorer och helikoptergasturbinmotorer Arkiverade 18 juni 2011 på Wayback Machine
 Motorer
Air-jet
Huvudsorter
Okomprimerad
Turbojet
Modifieringar
och hybridsystem
Se även: Gasturbinmotorer
se även evighetsmaskin Kuggväxelmotor gummimotor