ПОИСК Статьи Рисунки Таблицы Углеводородные топлива воздушно-реактивных и ракетных двигателей Общие сведения о воздушно-реактивных и жидкостных реактивных двигателях из "Химия реактивных топлив" В турбореактивных двигателях (рис. 1) встречный поток воздуха сжимается компрессором и поступает в камеры сгорания, куда подается топливо. При сверхзвуковых скоростях полета значительное сжатие воздуха происходит при торможении потока. Процесс сгорания топлива, в зависимости от конструкции двигателя, может протекать в нескольких камерах сгорания (что имеет место в многокамерных двигателях) или в одной кольцевой камере. В результате сгорания топлива в первичной зоне горения при коэффициенте избытка воздуха, близком к единице, развивается температура 1900—2200°. Чтобы снизить температуру продуктов сгорания, во вторичную зону камеры подается избыток воздуха, который омывает камеру и разбавляет продукты сгорания. В результате этого температура продуктов сгорания с воздухом в конце камеры снижается до 750—850°. После этого продукты сгорания при температуре 650—800° попадают на лопатки газовой турбины и приводят ее во вращение. Турбина находится на одном валу с компрессором. Число оборотов вала турбины достигает 8000 16 ООО об./мин. [c.9] Проходя газовую турбину, газы совершают работу, после чего поступают в реактивное сопло двигателя, из которого выходят при температуре 500— 600° и создают реактивную тягу. [c.9] В пульсирующих воздушно-реактивных двигателях (рис. 5) встречный воздух проходит через отверстия в передней части двигателя в камеру сгорания, перед которой происходит торможение струи воздуха. [c.11] Двухконтурныетурборе активные двигатели (рис.6) отличаются от турбореактивных двигателей тем, что двигатель имеет дополнительный внешний контур, куда воздух нагнетается кольцевым компрессором, где сжимается и откуда вытекает через кольцевое сопло, создавая дополнительную тягу. Рабочий процесс во внутреннем контуре аналогичен рабочему процессу турбовинтового двигателя. [c.12] Однако турбина основного контура двигателя создает избыток мощности, который расходуется на приведение в действие компрессора внешнего контура. Компрессор внешнего контура представляет по существу высокооборотный и высоконапорный винт, заключенный в кольцевой туннель, через который проходит дополнительное количество воздуха. [c.12] Двухконтурные двигатели имеют преимущество перед турбореактивными за счет меньшего удельного расхода топлива, однако при сверхзвуковых полетах это преимущество теряется, если во внешнем контуре не сжигать дополнительного количества топлива. [c.12] Атомные воздушно-реактивные двигатели используют энергию ядерных реакций атомного горючего [6а]. За счет этой энергии нагревается воздух, проходящий через двигатель, который является рабочим телом и создает тягу. [c.12] Над созданием атомных воздушно-реактивных двигателей в США с 1954 г. работает несколько фирм [6]. [c.12] Основное препятствие к использованию ядерной энергии для авиацион ных двигателей заключается в громадном весе защитных устройств, необхо димых для защиты команды и пассажиров от вредных излучений реактора. Этот вес оценивается величиной порядка 100 т. Поэтому основной задачей является уменьшение этого веса до 40—50 т, что отвечает весу запаса топлива для крупного самолета. [c.12] Приводится проект атомного самолета для перевозки 180 пассажиров со скоростью 1600 кмЫас практически на неограниченное расстояние. Э от самолет в первом варианте будет стоить в 12—15 раз больше современного крупного реактивного транспортного самолета [6]. [c.12] Разрабатывается проект атомного реактивного самолета с весом около 100 т при мощности силовой установки 30 ООО л. с. [c.12] По-видимому, эти трудности постепенно преодолеваются. Так, в 1956 г. сообщалрсь о начале наземных испытаний в США ядерного авиационного турбореактивного двигателя. Этот двигатель в январе 1956 г. впервые работал на тепловой энергии, получаемой от экспериментального ядерного реактора. [c.13] Тепловыделяющие элементы реактора представляют собой пластины из иОг, облицованные нержавеющей сталью. [c.13] Температура горючего достигает 1000°, замедлителем служит обыкновенная вода, теплоносителем — воздух, подаваемый непосредственно в газовую турбину [7]. [c.13] Вероятно, при осуществлении этой программы на первом этапе легче будет создать радиоуправляемый беспилотный атомный самолет, не требующий слишком сложной защиты от радиоактивных излучений реактора. [c.13] В воздушно-реактивных двигателях тепловая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания. Топливо поступает из баков в двигатель и сгорает за счет кислорода воздуха, который подается в двигатель. Смесь нагретых продуктов сгорания и воздуха вытекает из сопла двигателя с большой скоростью и создает реактивную тягу. [c.13] На одну весовую часть топлива в камеру сгорания поступает 14—16 частей воздуха, необходимых для полного сгорания. Но обычно в двигатель подается трех-или пятикратный избыток воздуха (50—80 в. ч. воздуха на 1 в. ч. топлива), часть которого (около 20%) используется для сжигания топлива, а другая часть (около 80%) идет на охлаждение двигателя и разбавляет продукты сгорания для снижения их температуры перед лопатками турбины. [c.13] Кратко рассмотрим процесс превращения тепловой энергии топлива в механическую работу в воздушно-реактивных двигателях [2—4]. [c.13] Кинетической энергией массы топлива в левой части уравнения можно пренебречь, так как она мала по сравнению с массой воздуха, проходящего через двигатель. [c.13] В турбореактивном двигателе температура воздуха и продуктов сгорания перед соплом меньше, чем в прямоточном двигателе за счет работы, затраченной на турбине. [c.14] Вернуться к основной статье