Tryskový motor

Aktuální verze stránky ještě nebyla zkontrolována zkušenými přispěvateli a může se výrazně lišit od verze recenzované 24. prosince 2021; kontroly vyžadují 8 úprav .

Vzduchový proudový motor (WRD) je tepelný proudový motor , jehož pracovní kapalinou je směs atmosférického vzduchu a produktů spalování paliva . Při spalování paliva se pracovní tekutina zahřívá a expanduje, vytéká z motoru vysokou rychlostí a vytváří proudový tah .

WFD se používají hlavně k pohonu vozidel určených k letu v atmosféře. WFD se dělí podle způsobu předběžného stlačování vzduchu vstupujícího do spalovacích komor: bezkompresorové, ve kterém je vzduch stlačován pouze rychlostním tlakem proudění vzduchu, a kompresorové, ve kterém je vzduch stlačován kompresorem.

Poprvé tento termín v tištěné publikaci zřejmě použil v roce 1929 B. S. Stechkin v časopise „Technology of the Air Fleet“, kde vyšel jeho článek „Teorie vzduchového proudového motoru“. . V angličtině tento výraz nejpřesněji odpovídá slovnímu spojení airbreathing jet engine .

Historie

První patent na motor s plynovou turbínou byl vydán Angličanovi Johnu Barberovi v roce 1791 . První projekty letadel se vzduchovým proudovým motorem vytvořili v 60. letech 19. století P. Maffiotti ( Španělsko ), Ch. de Louvrier ( Francie ) a N. A. Teleshov ( Rusko ) [1 ] . 15. listopadu 1913 v časopise "Aérophile" René Laurent poprvé publikoval schéma náporového motoru . [2]

První letadlo, které vzlétlo k obloze poháněné proudovým motorem HeS 3 navrženým von Ohainem , byl He 178. (firma Heinkel Germany ), provozovaný zkušebním pilotem letištním kapitánem Erichem Warzitzem (27. srpna 1939). Tento letoun předčil rychlostí (700 km/h) všechny pístové stíhačky své doby, jejichž maximální rychlost nepřesahovala 650 km/h, ale zároveň to bylo méně ekonomické a v důsledku toho mělo menší akční rádius. Navíc měl rychlejší vzlet a přistání než pístová letadla, což vyžadovalo delší dráhu s lepším povrchem.

Poprvé v SSSR byl projekt skutečného stíhače s WFD vyvinutý A. M. Lyulkou v březnu 1943 navržen šéfem OKB-301 M. I. Gudkovem . Letoun se jmenoval Gu-VRD [3] . Projekt byl odborníky zamítnut, především z důvodu nedůvěry v relevantnost a výhody VFD ve srovnání s pístovými leteckými motory.

Od srpna 1944 byla v Německu zahájena sériová výroba proudového stíhacího bombardéru Messerschmitt Me.262 , vybaveného dvěma proudovými motory Jumo-004 vyráběnými firmou Junkers. A od listopadu 1944 se začal vyrábět první proudový bombardér Arado Ar 234 Blitz se stejnými motory. Jediným proudovým letounem spojenců v protihitlerovské koalici , který se formálně zúčastnil 2. světové války , byl Gloucester Meteor (Velká Británie) s proudovým motorem Rolls-Royce Derwent 8 navrženým F. Whittlem (jehož sériová výroba začala ještě dříve než ty německé).

V poválečných letech stavba proudových motorů otevřela nové možnosti v letectví: lety rychlostí přesahující rychlost zvuku a vytvoření letadel s nosností mnohonásobně větší než nosnost pístových letadel.

Prvním sériovým proudovým letounem SSSR byla stíhačka Jak-15 ( 1946 ), vyvinutá v krátké době na základě draku Jak-3 a úpravě ukořistěného motoru Jumo-004 , vyrobeného v konstrukci motoru. kancelář V. Ja. Klimova pod označením RD-10 [4] .

V roce 1947_ prošel státními zkouškami prvního sovětského proudového motoru TR-1, [5] vyvinutého v konstrukční kanceláři A. M. Lyulky (nyní pobočka UMPO ).

Tu-104 ( 1955 ), vybavený dvěma proudovými motory RD-3M-500 (AM-3M-500), vyvinutý v A. A. Mikulin Design Bureau, se stal prvním proudovým dopravním letadlem SSSR .

Náporový motor ( ramjet ) , patentovaný již v roce 1913, přitahoval konstruktéry jednoduchostí své konstrukce, ale především svou potenciální schopností pracovat nadzvukovou rychlostí a v nejvyšších, nejvzácnějších vrstvách atmosféry, tedy v podmínkách. ve kterých jsou jiné typy Ve 30. letech 20. století probíhaly pokusy s tímto typem motorů v USA (William Avery), v SSSR ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

V roce 1937 dostal francouzský konstruktér René Leduc od francouzské vlády zakázku na vývoj experimentálního náporového letadla. Tato práce byla přerušena válkou a obnovena po jejím skončení. 19. listopadu 1946 se uskutečnil vůbec první let aparátu s pochodovým náporem [6] . Poté bylo v průběhu deseti let vyrobeno a testováno několik dalších experimentálních vozidel této řady, včetně těch s posádkou [7] . a v roce 1957 francouzská vláda odmítla pokračovat v těchto pracích - rychle se rozvíjející směr proudového motoru v té době se zdál nadějnější.

Vzhledem k řadě nevýhod pro použití na pilotovaných letadlech (nulový tah na místě, nízká účinnost při nízkých rychlostech letu) je náporový nápor preferovaným typem náporového letadla pro bezpilotní jednorázové projektily a řízené střely, a to kvůli své jednoduchosti, a tedy i levnosti a spolehlivost. Od 50. let minulého století vznikla ve Spojených státech řada experimentálních letadel a sériově vyráběných řízených střel pro různé účely s tímto typem motoru.

V SSSR v letech 1954 až 1960 OKB-301 pod vedením S.A. Lavočkina [8] vyvinula řízenou střelu Burya , která měla doručovat jaderné nálože [9] na mezikontinentální vzdálenosti, a jako náporový motor používala náporový motor . hlavní motor . V roce 1957 již vstoupil do služby R-7 ICBM , který měl stejný účel, vyvinut pod vedením S. P. Koroljova . To zpochybnilo proveditelnost dalšího rozvoje „Stormu“. Z modernějšího domácího vývoje lze zmínit protilodní řízené střely s pochodovými náporovými motory : P-800 Oniks , P-270 Mosquito .

Pulzní proudový motor (PUVRD) vynalezl v 19. století švédský vynálezce Martin Wiberg . Nejslavnějším letounem (a jediným sériovým) s Argus As-014 PUVRD vyráběným Argus-Werken byl německý projektil V-1 . Po válce pokračoval výzkum v oblasti pulzních proudových motorů ve Francii ( SNECMA ) a v USA ( Pratt & Whitney , General Electric ), navíc pro svou jednoduchost a nízkou cenu se malé motory tohoto typu staly velmi oblíbenými mezi leteckými modeláři a v amatérském letectví se objevily i komerční firmy, které pro tento účel vyrábějí k prodeji PuVRD a ventily pro ně (opotřebitelné díly). [deset]

Obecné principy činnosti

Navzdory rozmanitosti RSV , které se navzájem výrazně liší konstrukcí, charakteristikami a rozsahem, lze rozlišit řadu principů, které jsou společné všem RSV a odlišují je od jiných typů tepelných motorů.

Termodynamika WFD

VRD - tepelný motor . Termodynamiku procesu přeměny tepla na práci pro náporový a proudový motor popisuje Braytonův cyklus a pro pujetový motor Humphreyův cyklus . V obou případech je užitečná práce, díky které se vytváří proud paprsku, vykonávána při adiabatické expanzi pracovní tekutiny v trysce , dokud se její statický tlak nevyrovná s vnějším, atmosférickým. Pro WFD je tedy povinná následující podmínka: tlak pracovní tekutiny před začátkem expanzní fáze musí překročit atmosférický tlak, a tím více - čím větší je užitečná práce termodynamického cyklu a tím vyšší je účinnost motor. Ale v prostředí, ze kterého je pracovní tekutina odebírána, je pod atmosférickým tlakem. Proto, aby WFD fungovala, je nutné tak či onak zvýšit tlak pracovní tekutiny v motoru vzhledem k atmosférickému tlaku.

Hlavní typy WFD (přímé, pulzační a proudové) se liší především technickým způsobem, kterým je dosaženo potřebného zvýšení tlaku, a který předurčuje konstrukci motoru tohoto typu.

Nejdůležitějším technickým parametrem WFD jakéhokoli typu je stupeň plného nárůstu tlaku - poměr tlaku ve spalovací komoře motoru ke statickému vnějšímu tlaku vzduchu. Na tomto parametru závisí tepelná účinnost proudového motoru (viz Braytonův cyklus a Humphreyův cyklus ).

Proudový pohon

VRD - proudový motor , který vyvíjí tah díky tryskovému proudu pracovní tekutiny vytékající z trysky motoru . Z tohoto pohledu je WFD podobný raketovému motoru (RD), ale liší se od něj tím, že většinu pracovní tekutiny odebírá z prostředí - atmosféry, včetně kyslíku , který se v WFD používá jako okysličovadlo . Díky tomu má VRD při letu v atmosféře výhodu oproti raketovému motoru. Pokud letadlo vybavené raketovým motorem musí přepravovat jak palivo , tak okysličovadlo , jehož hmotnost je 2–8krát větší než hmotnost paliva, v závislosti na typu paliva, musí mít na palubě přístroj vybavený WFD pouze zásobou paliva as jedním a Na stejnou hmotnost paliva má přístroj s raketovým motorem energetický zdroj několikrát větší než raketa s raketovým motorem.

Pracovní tekutinou WFD na výstupu z trysky je směs produktů spalování paliva se vzduchovými frakcemi zbývajícími po dohoření kyslíku . Pokud je pro úplnou oxidaci 1 kg petroleje (běžné palivo pro raketové motory) potřeba asi 3,4 kg čistého kyslíku, pak vzhledem k tomu, že atmosférický vzduch obsahuje pouze 23 % hmotnostních kyslíku, je k úplné oxidaci zapotřebí 14,8 kg vzduchu. toto palivo, a tedy i pracovní tekutina, tvoří alespoň 94 % své hmoty výchozí atmosférický vzduch. V praxi v WFD zpravidla dochází k přebytku průtoku vzduchu (někdy několikanásobně ve srovnání s minimem nezbytným pro úplnou oxidaci paliva), například u proudových motorů je hmotnostní průtok paliva 1% - 2 % průtoku vzduchu. [11] To umožňuje při analýze činnosti WFD v mnoha případech bez velké ztráty přesnosti považovat pracovní tekutinu WFD, jak na výstupu, tak na vstupu, za stejnou látku - atmosférický vzduch. a průtok pracovní tekutiny kteroukoli částí průtokové části motoru je stejný.

Dynamiku WFD lze znázornit následovně: pracovní tekutina vstupuje do motoru rychlostí letu a opouští jej rychlostí výstupu proudu z trysky. Z rovnováhy hybnosti se získá jednoduchý výraz pro tah trysky WJE: [11]

(jeden)

kde  je přítlačná síla,  je rychlost letu,  je rychlost výstupu paprsku (vzhledem k motoru),  je druhý průtok hmoty pracovní tekutiny motorem. Je zřejmé, že WJE je účinný (vytváří tah) pouze v případě, kdy rychlost výtoku pracovní kapaliny z trysky motoru překročí rychlost letu: .

Rychlost výstupu plynu z trysky termického proudového motoru závisí na chemickém složení pracovní kapaliny, její absolutní teplotě na vstupu trysky a na stupni expanze pracovní kapaliny v trysce motoru (poměr tlak na vstupu trysky na tlak na jejím úseku).

Chemické složení pracovní kapaliny pro všechny WFD lze považovat za stejné, pokud jde o teplotu a stupeň expanze dosažené pracovní kapalinou během provozu motoru, existují velké rozdíly pro různé typy WFD a různé vzorky WFD stejný typ.

S ohledem na výše uvedené je možné formulovat hlavní nevýhody WFD ve srovnání s RD :

Účinnost letu

U jakéhokoli motorového letadla se na uvedení vozidla do pohybu spotřebuje pouze část mechanické energie generované motorem, tzn. na jeho zrychlení, překonání síly odporu a při stoupání - gravitace. Zbytek, což je ztráta energie, se přemění na kinetickou energii zbytkového pohybu tryskového proudu vůči podmíněně nepohyblivému vnějšímu prostředí (pro WFD - atmosféru).

Účinnost WFD jako vrtule určuje účinnost letu nebo tahu - relativní podíl mechanické energie generované motorem, vynaložené na uvedení zařízení do pohybu, je vyjádřen vzorcem :

(2)

Tito. to je poměr rychlosti letu a aritmetického průměru rychlosti letu a proudění. Porovnáním vzorců (1) a (2) můžeme dojít k závěru, že čím vyšší je rozdíl mezi rychlostí proudění plynu z trysky a rychlostí letu, tím vyšší je tah motoru a tím nižší je účinnost letu. Pokud jsou rychlosti letu a výtok plynů z trysky stejné, bude účinnost letu rovna 1, tedy 100 %, ale tah motoru bude roven 0. Z tohoto důvodu je konstrukce WFD kompromis mezi tahem, který vytváří, a jeho letovou účinností.

Hledání přijatelného kompromisu vedlo k vytvoření obtokových proudových , turbodmychadlových a turbovrtulových motorů , které jsou v současnosti nejběžnějšími leteckými motory, jak vysokorychlostními, bojovými, tak ekonomickými, osobními a dopravními (viz Turbojet motor ).

Motor Scramjet

Náporový motor ( ramjet , angl.  Ramjet ) je z hlediska zařízení nejjednodušší ve třídě náporových motorů . Zvýšení tlaku potřebného pro chod motoru je dosaženo brzděním přicházejícího proudu vzduchu.

Pracovní postup ramjetu lze stručně popsat takto:

  • Vzduch vstupující rychlostí letu do vstupu motoru se zpomaluje a stlačuje, na vstupu do spalovacího prostoru dosahuje tlak pracovní kapaliny maximální hodnoty po celé délce dráhy proudění motoru.
  • Stlačený vzduch ve spalovací komoře se ohřívá v důsledku oxidace do něj přiváděného paliva, přičemž se zvyšuje vnitřní energie pracovní tekutiny.
  • Při expanzi v trysce se pracovní tekutina zrychluje a vydechuje rychlostí větší, než je rychlost přicházejícího proudu, což vytváří proudový tah.

Konstrukčně má ramjet extrémně jednoduché zařízení. Motor se skládá ze spalovacího prostoru, do kterého vstupuje vzduch z difuzoru, a paliva ze vstřikovačů paliva. Spalovací komora končí vstupem do trysky, zpravidla se zužující-rozšiřující .

Podle rychlosti letu se náporové motory dělí na podzvukové , nadzvukové a nadzvukové . Toto rozdělení je způsobeno konstrukčními vlastnostmi každé z těchto skupin.

Podzvukové náporové motory

Podzvukové náporové motory jsou navrženy tak, aby létaly rychlostí Machova čísla 0,5 až 1. K brzdění a stlačování vzduchu u těchto motorů dochází v rozšiřujícím se kanálu vstupního zařízení - difuzoru .

Vzhledem k nízkému stupni nárůstu tlaku při brzdění vzduchem při podzvukových rychlostech (maximum - 1,9 při M = 1) mají tyto motory velmi nízkou tepelnou účinnost (16,7 % při M = 1 v ideálním procesu, bez zohlednění ztrát) , díky tomu se ukázaly jako nekonkurenceschopné ve srovnání s jinými typy leteckých motorů a v současné době nejsou sériově vyráběny.

Nadzvukové náporové motory

SPVRD jsou určeny pro lety v rozsahu Mach 1-5 . Ke zpomalení proudění nadzvukového plynu dochází vždy nespojitě (skokově) s vytvořením rázové vlny , nazývané také rázová vlna . Čím intenzivnější je rázová vlna, tedy čím větší je změna rychlosti proudění na jejím čele, tím větší je tlaková ztráta, která může přesáhnout 50 %.

Tlakové ztráty lze minimalizovat organizováním komprese ne v jedné, ale v několika po sobě jdoucích rázových vlnách nižší intenzity, po každé z nich klesá průtok. V posledním skoku se rychlost stane podzvukovou a v rozšiřujícím se difuzorovém kanálu plynule dochází k dalšímu zpomalování a kompresi vzduchu.

V oblasti nadzvukových rychlostí je nápor mnohem účinnější než v podzvukovém. Například při Mach 3 pro ideální nápor je tlakový poměr 36,7, což je srovnatelné s vysokotlakými kompresory proudových motorů (například pro proudový motor AL-31FP je toto číslo 23), a tepelná účinnost teoreticky dosahuje 64,3 %. U skutečných náporových trysek jsou tato čísla nižší, ale i když vezmeme v úvahu ztráty, v letovém Machově čísle od 3 do 5 jsou nadzvukové náporové trysky účinnější než všechny ostatní typy náporových trysek .

Faktorem omezujícím pracovní rychlosti SPVRD shora je teplota stagnačního vzduchu, která při M>5 přesahuje 1500 °C a výrazné přihřívání pracovní tekutiny ve spalovací komoře se stává problematickým z důvodu omezení tepelné odolnosti konstrukční materiály.

Hypersonický nápor

Hypersonický náporový motor ( scramjet , angl.  Scramjet ) je náporový motor pracující při letových rychlostech větších než pětinásobek rychlosti zvuku ( M > 5) a určený pro lety ve stratosféře . Možným účelem letadla s hypersonickým náporem  je nejnižší stupeň opakovaně použitelného nosiče kosmických lodí.

Teoreticky umožňuje scramjetový motor dosahovat vyšších letových rychlostí oproti scramjetovému motoru tím, že proud vzduchu nasávaného do scramjet motoru je zpomalen pouze částečně, takže proudění pracovní kapaliny v celém průtoku dráha motoru zůstává nadzvuková. V tomto případě si proudění zachovává většinu své počáteční kinetické energie a nárůst jeho teploty při zpomalování a kompresi je relativně malý. To vám umožní výrazně zahřát pracovní tekutinu, spalovat palivo nadzvukovým proudem a při expanzi vytéká z trysky rychlostí přesahující rychlost letu.

V různých zemích existuje několik programů pro vývoj nadzvukových náporových motorů , ale na začátku 21. století zůstává tento typ motoru hypotetický, neexistuje jediný vzorek, který by prošel letovými zkouškami, což by potvrdilo praktickou proveditelnost jeho sériové výroby. .

Jaderný nápor

V druhé polovině 50. let , v době studené války , byly v USA a SSSR vyvinuty náporové projekty s jaderným reaktorem . Zdrojem energie pro tyto motory není chemická reakce spalování paliva, ale teplo generované jaderným reaktorem umístěným v místě spalovací komory. Vzduch ze vstupu v takovém náporovém proudu prochází aktivní zónou reaktoru, ochlazuje jej a ohřívá se a při expanzi proudí z trysky rychlostí přesahující rychlost letu.

Možným účelem letadla s takovým motorem je mezikontinentální řízená střela, nosič jaderné nálože. Hlavní výhodou jaderné rámcové směrnice o vodě je energetický zdroj reaktoru, dostatečný k dosažení jakéhokoli cíle na Zemi.

V obou zemích vznikly kompaktní nízkozdrojové jaderné reaktory, které se vešly do rozměrů velké rakety. V roce 1964 byly ve Spojených státech v rámci výzkumných programů jaderného náporového motoru Pluto a Tory provedeny zkušební zkoušky jaderného náporového motoru Tory-IIC na stolici. Letové zkoušky nebyly provedeny, program byl uzavřen v červenci 1964.

Rozsah

Nápor je nefunkční na místě a při nízkých rychlostech letu. Zařízení s tímto motorem potřebuje k dosažení počáteční rychlosti, při které se stane účinným, pomocný pohon, který může zajistit např. raketový posilovač na tuhá paliva nebo nosné letadlo, ze kterého se startuje zařízení s náporem . Neefektivita náporového letounu při nízkých rychlostech ho činí prakticky nepřijatelným pro použití na pilotovaných letadlech, ale pro bezpilotní, bojové, jednorázové střely s plochou dráhou letu létající v dosahu 2-5 Machů je díky své jednoduchosti, nízké ceně a spolehlivosti vhodnější. . V současné době se náporové motory používají jako podpůrné motory pro řízené střely typu země -vzduch , vzduch-vzduch , vzduch-země , bezpilotní průzkumná letadla a létající cíle. Hlavním konkurentem ramjetu v tomto výklenku je raketový motor .

Pulzní proudový motor

Pulzující proudový motor ( PUVRD , anglický termín anglický.  Pulsejet ), jak již název napovídá, pracuje v pulzačním režimu, tah se nevyvíjí nepřetržitě, jako náporový nebo proudový motor , ale ve formě série pulzů, které následují jeden za druhým. s frekvencí desítek hertzů pro velké motory, až 250 Hz pro malé motory.

Konstrukčně je P podle WFD válcová spalovací komora s dlouhou válcovou tryskou menšího průměru. Čelo komory je napojeno na vstupní difuzor, kterým vzduch vstupuje do spalovací komory. Mezi difuzorem a spalovací komorou je instalován vzduchový ventil, který pracuje pod vlivem tlakového rozdílu v komoře a na výstupu z difuzoru: když tlak v difuzoru překročí tlak v komoře, ventil se otevře a propouští vzduch do komory, při obrácení tlakového poměru se uzavře.

Cyklus práce P v WFD lze popsat takto:

  1. Vzduchový ventil je otevřený, vzduch vstupuje do spalovací komory, tryska vstřikuje palivo a v komoře se tvoří palivová směs.
  2. Palivová směs se vznítí a shoří, tlak ve spalovacím prostoru prudce stoupne a uzavře vzduchový ventil a zpětný ventil v cestě paliva. Produkty spalování, expandující, vytékají z trysky a vytvářejí proudový tah .
  3. Tlak v komoře klesá, pod tlakem vzduchu v difuzoru se otevře vzduchový ventil a do komory začne proudit vzduch, otevře se i palivový ventil, motor přejde do fáze 1.

PUVRD pracuje v režimu vlastních oscilací , které koordinují působení všech jeho částí v čase. Frekvence těchto vlastních kmitů závisí na velikosti motoru: čím menší je motor, tím vyšší je frekvence pulsací.

Pro zahájení procesu spalování je v komoře instalována zapalovací svíčka, která vytváří vysokofrekvenční sérii elektrických výbojů a palivová směs se vznítí. Po několika desítkách cyklů motoru se stěny spalovacího prostoru zahřejí natolik, že se od nich vznítí palivová směs a není potřeba zapalovací svíčky.

Zvýšení tlaku ve spalovací komoře P u WFD , nezbytného pro provoz motoru, je dosaženo částečně - díky brzdění přicházejícího proudu vzduchu v difuzoru (s otevřeným ventilem) a částečně - kvůli ke spalování paliva v uzavřeném objemu, omezeném uzavřeným ventilem, bočními stěnami komory a setrvačností vzduchového sloupce v dlouhé trysce (viz Humphreyův cyklus ). Většina PJ může pracovat při nulové rychlosti.

Úpravy pulzního motoru

V WFD existují další modifikace P.

  • Bezventilový PuVRD , jinak - PuVRD ve tvaru U. Tyto motory nemají mechanické vzduchové ventily, a aby zpětný pohyb pracovní tekutiny nevedl ke snížení tahu, je motorový trakt vyroben ve tvaru latinského písmene "U", jehož konce jsou otočeny zpět ve směru přístroje.
  • Detonation PuVRD ( angl.  Pulse detonation engine ) - motory, u kterých dochází ke spalování palivové směsi v detonačním režimu (a nikoli deflagraci ).

Rozsah

PuVRD je charakterizován jako hlučný a nehospodárný , ale jednoduchý a levný . Vysoká hladina hluku a vibrací vyplývá z velmi pulzujícího režimu jeho provozu.

PUVRD je instalován na jednorázových bezpilotních vzdušných prostředcích s provozními rychlostmi do Mach 0,5 : létající cíle , průzkumné drony , v minulosti a řízené střely .

PuVRD se používají v amatérském letectví a leteckém modelářství , kvůli jejich jednoduchosti a nízké ceně.

Proudový motor

U proudového motoru ( TRD , angl.  proudový motor ) je komprese pracovní kapaliny na vstupu do spalovacího prostoru a vysoké hodnoty průtoku vzduchu motorem dosaženo společným působením protisměrného proudu vzduchu a kompresor , umístěný v traktu proudového motoru bezprostředně za sacím ústrojím, před spalovací komorou. Kompresor je poháněn turbínou namontovanou na stejném hřídeli s ním a běžící na pracovní tekutinu ohřívanou ve spalovací komoře, ze které se vytváří proud. V kompresoru se celkový tlak vzduchu zvyšuje v důsledku mechanické práce, kterou kompresor vykonává. Spalovací prostor většiny proudových motorů má prstencový tvar.

Ze spalovací komory vstupuje ohřátá pracovní tekutina do turbíny, expanduje, uvádí ji do pohybu a dává jí část své energie, a poté, co expanduje v trysce a vytéká z ní, vytváří proudový tah. Proudový motor může díky kompresoru startovat z klidu a pracovat při nízkých letových rychlostech, což je nezbytná podmínka pro letecký motor , přičemž tlak v motorovém traktu a proudění vzduchu zajišťuje pouze kompresor.

Rozsah otáček, ve kterých je proudový motor účinný, je ve srovnání s náporovým motorem posunut k nižším hodnotám . Turbíno-kompresorová jednotka, která umožňuje vytvořit vysoký průtok a vysoký stupeň komprese pracovní kapaliny v oblasti nízkých a středních rychlostí letu, je překážkou pro zvýšení účinnosti motoru v zóně vysoké rychlosti.

Rozsah

Až do 60. a 70. let 20. století byly proudové motory aktivně využívány jako motory pro vojenská a komerční letadla. V současné době se více rozšířily hospodárnější motory s obtokovým turbodmychadlem (TRDD) .

Obtokový proudový motor

Obtokový proudový motor (TRD, angl.  Turbofan ) - TRD s konstrukcí, která umožňuje přesunout přídavnou hmotu vzduchu procházející vnějším okruhem motoru. Tato konstrukce poskytuje vyšší letovou účinnost ve srovnání s běžnými proudovými motory. První, kdo navrhl koncepci turboventilátorových motorů v tuzemském průmyslu leteckých motorů, byl A. M. Lyulka [13] . Na základě výzkumu prováděného od roku 1937 podal A. M. Lyulka žádost o vynález obtokového proudového motoru ( autorský list předložen 22. dubna 1941). [čtrnáct]

Po průchodu vstupem vzduch vstupuje do nízkotlakého kompresoru, nazývaného ventilátor . Po ventilátoru je vzduch rozdělen do dvou proudů. Část vzduchu vstupuje do vnějšího okruhu a obchází spalovací komoru a vytváří tryskový proud v trysce. Druhá část vzduchu prochází vnitřním okruhem, zcela identickým s proudovým motorem , který byl zmíněn výše.

Jedním z nejdůležitějších parametrů turbodmychadlového motoru je obtokový poměr, tedy poměr průtoku vzduchu vnějším okruhem k průtoku vzduchu vnitřním okruhem. Kde a jak proudí vzduch vnitřním a vnějším okruhem, resp.

Pokud se vrátíme ke vzorcům (1) a (2), pak princip sčítání hmoty lze interpretovat následovně. U turbodmychadlového motoru je podle vzorce (2) stanoven princip zvýšení letové účinnosti motoru snížením rozdílu mezi rychlostí výdechu pracovní tekutiny z trysky a rychlostí letu. Pokles tahu, který podle vzorce (1) způsobí snížení tohoto rozdílu mezi otáčkami, je kompenzován zvýšením průtoku vzduchu motorem. Důsledkem zvýšení průtoku vzduchu motorem je zvětšení plochy přední části sání motoru, což má za následek zvětšení průměru sání motoru, což vede ke zvýšení jeho čelního odporu. a hmotnost. Jinými slovy, čím vyšší je obtokový poměr, tím větší je průměr motoru, ceteris paribus.

Všechny turboventilátorové motory lze rozdělit do 2 skupin: se směšovacími proudy za turbínou a bez směšování.

V turboventilátorovém motoru se smíšeným prouděním (TRDDsm) proudí vzduch z vnějšího a vnitřního okruhu do jediné směšovací komory. V směšovací komoře se tyto proudy mísí a opouštějí motor jedinou tryskou s jedinou teplotou. TRDSM jsou efektivnější, nicméně přítomnost směšovací komory vede ke zvětšení rozměrů a hmotnosti motoru.

Motory s turbodmychadlem, stejně jako motory s turbodmychadlem , mohou být vybaveny nastavitelnými tryskami a přídavným spalováním. Zpravidla se jedná o turboventilátorové motory s nízkými obtokovými poměry pro nadzvuková vojenská letadla.

Další prostředky pro zvýšení účinnosti turbodmychadel a motorů s turbodmychadlem

Přídavné spalování

Přestože má proudový motor ve spalovacím prostoru přebytek kyslíku, nelze tuto výkonovou rezervu realizovat přímo – zvýšením spotřeby paliva ve spalovacím prostoru, z důvodu omezení teploty pracovní kapaliny vstupující do turbíny. Omezení je způsobeno tepelnou odolností lopatek turbíny. Tato rezerva se používá u motorů vybavených přídavným spalováním umístěným mezi turbínou a tryskou. V režimu přídavného spalování se v této komoře spaluje další množství paliva, před expanzí v trysce se zvyšuje vnitřní energie pracovní tekutiny, v důsledku čehož se zvyšuje její výstupní rychlost a v některých případech se zvyšuje tah motoru. o více než 1,5 násobek, což využívají bojová letadla při létání vysokou rychlostí, nebo ke zvýšení rychlosti stoupání. Provozní doba proudového motoru byla nejprve časově omezena na základě požadavků na tepelnou odolnost konstrukce trysky. Počínaje stíhačkami 3. generace však byla tato omezení zrušena. S přídavným spalováním se spotřeba paliva výrazně zvyšuje, proudové motory s přídavným spalováním prakticky nenašly uplatnění v komerčním letectví, s výjimkou letounů Tu-144 a Concorde , jejichž lety již ustaly.

Nastavitelné trysky

TRD, u kterých může být rychlost proudění v různých provozních režimech motoru jak podzvuková, tak nadzvuková, jsou vybaveny nastavitelnými tryskami. Tyto trysky se skládají z podélných prvků zvaných klapky , vzájemně pohyblivé a uváděné do pohybu speciálním pohonem, obvykle hydraulickým nebo mechanickým, který umožňuje změnu geometrie trysky na příkaz pilota nebo automatického systému řízení motoru. Současně se mění velikosti kritických (nejužších) a výstupních sekcí trysky, což umožňuje optimalizovat chod motoru během letů při různých rychlostech a provozních režimech motoru. Nastavitelné trysky se používají hlavně ve vojenském letectví u turbodmychadel a turbodmychadel s přídavným spalováním. [jeden]

Řízení vektoru tahu (VCT) / odchylka vektoru tahu (TVT)

Speciální rotační trysky u některých motorů s turbodmychadlem umožňují vychylovat proud pracovní tekutiny vytékající z trysky vzhledem k ose motoru. OVT vede k dodatečným ztrátám tahu motoru v důsledku provádění dodatečné práce na otáčení toku a komplikuje ovládání letadla. Tyto nedostatky jsou však plně kompenzovány výrazným zvýšením manévrovatelnosti a snížením rozjezdu letadla a rozjezdu na přistání až po vertikální vzlet a přistání včetně. OVT se používá výhradně ve vojenském letectví.

Turboventilátorový motor

Obtokový proudový motor (TRDD) s obtokovým poměrem vyšším než 2 se nazývá turboventilátor . Horní obtokový poměr těchto motorů může dosáhnout 11 ( en:Rolls-Royce Trent 1000 ). Turboventilátorové motory s vysokým obtokovým poměrem se obvykle vyrábějí bez směšovací komory. Kvůli velkému vstupnímu průměru takových motorů se jejich tryska vnějšího okruhu často zkracuje, aby se snížila hmotnost motoru a snížil odpor vzduchu v dráze vnějšího okruhu.

Oblast použití

Dá se říci, že od 60. let 20. století do dnešního dne v průmyslu leteckých motorů - éra turboventilátorových motorů . Turboventilátorové motory různých typů jsou nejběžnější třídou proudových motorů používaných v letadlech, od vysokorychlostních stíhacích stíhačů s nízkým obtokem až po obří komerční a vojenská dopravní letadla s vysokoobtokovými turbodmychadly .

Turbovrtule

Strukturálně je turbovrtulový motor (TVD) podobný proudovému motoru , ve kterém je výkon vyvinutý motorem přenášen na hřídel vrtule , obvykle ne přímo, ale přes převodovku .

Turbovrtulové motory se používají v dopravě a civilním letectví .

Turbohřídelový motor

Turbohřídelové motory jsou konstrukčně proudové motory, u kterých je výkon vyvíjený přídavným stupněm turbíny přenášen na vývodový hřídel, nejčastěji přes převodovku. Protože mezi hřídelí turbíny a kompresoru a vývodovým hřídelem není žádné mechanické spojení, ale pouze plyno-dynamické spojení, jsou turbohřídelové motory klasifikovány jako nepřímá reakce WFD . Tyto motory, přísně vzato, nejsou proudové motory, reakce výfukových plynů turbíny není větší než 10 % jejich celkového tahu, ale tradičně se o nich hovoří jako o vzduchových proudových motorech.

Používá se k pohonu vrtulí vrtulníku.

Turbovrtulový motor

Pro zlepšení provozních vlastností divadla se používají speciální vícelisté vrtule s proměnným stoupáním (VIS) s jednou nebo dvěma řadami listů. Takové VSP jsou vystaveny vyššímu zatížení rozmítané plochy se zmenšeným průměrem vrtule, ale zachovávají si relativně vysokou účinnost 0,8-0,85. Takové vrtule se nazývají propfany (VV) a motor se nazývá turbopropfan (TVVD) s otevřeným propfanem. [patnáct]

Všeobecně známý je pouze jeden sériový model tohoto typu motoru - D-27 ( ZMKB "Progress" pojmenovaný po akademikovi A. G. Ivčenkovi, Záporoží, Ukrajina. ), Používá se na letounu Jak-44 s cestovní rychlostí 670 km/h. , a na An-70 s cestovní rychlostí 750 km/h.

U motoru D-27 je proud studeného vzduchu vytvářen dvěma souosými, protiběžnými, vícelistými šavlovitými vrtulemi poháněnými volnou čtyřstupňovou turbínou, turbohřídelovým motorem. Výkon je přenášen na vrtule přes převodovku.

Porovnání různých typů raketových motorů s jinými leteckými motory

Účinnost proudových motorů se obvykle odhaduje podle specifického impulsu  - poměru celkového tahového impulsu motoru k hmotnosti paliva (nebo tahu ke druhé spotřebě paliva, pokud je tah konstantní a v čase se nemění). Tento ukazatel je také měřítkem účinnosti motoru. Níže uvedený diagram graficky znázorňuje horní hodnoty tohoto ukazatele pro různé typy proudových motorů v závislosti na rychlosti letu, vyjádřené ve formě Machova čísla , což umožňuje zobrazit rozsah použitelnosti každého typu motoru.

Z diagramu vyplývá, že z hlediska specifického impulsu jsou raketové motory (RD) výrazně horší než WFD všech typů. Vysvětluje se to tím, že spotřeba paliva RD zahrnuje okysličovadlo, které RD odebírá z atmosféry, takže specifický impuls RD je maximálně 270 sec pro raketový motor na tuhá paliva a 450 sec pro raketu motor .

Specifikace vrtulového motoru obvykle neuvádí tah a specifický impuls. Pro tyto motory je charakteristickým parametrem výkon, nikoli tah. Pro charakterizaci účinnosti a hospodárnosti šroubových motorů se používá měrná spotřeba paliva  - poměr spotřeby paliva za hodinu k vyvinutému výkonu. Pro srovnání účinnosti pístových ICE s turbovrtulovými motory můžeme uvést hodnotu tohoto ukazatele pro dva konkrétní typy motorů těchto typů:

Píst ASh-82  - 0,381 kg / h.p.h TVD NK-12  - 0,158 kg/ hp .

Turbovrtulový motor (na 1 hp ) je tedy 2,5krát hospodárnější než pístový motor, a to je jeden z hlavních důvodů, proč WFD nahradila pístové motory z „velkých letadel“. Navíc z hlediska hmotnostních charakteristik jsou WFD výrazně lepší než ty pístové.

Jako hmotnostní charakteristika leteckých motorů se obvykle používá jeden z ukazatelů: měrný výkon - poměr výkonu motoru k jeho hmotnosti (u motorů s vrtulí), nebo měrný tah - poměr tahu k hmotnosti motoru na povrchu Země. (pro WFD a raketové motory). Následující tabulka ukazuje tyto údaje pro některé letecké a raketové motory různých typů.

Specifické hmotnostní charakteristiky leteckých a raketových motorů
Typ
motoru 		Označení Letadlo Specifický
tah
(tah/hmotnost) 		Měrný
výkon
kW/kg
pístový
motor		 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
Hybridní
turbojet / nápor		 Pratt & Whitney J58-P4 SR-71 Blackbird 5.3
Turboventilátor
_		 GE90-1150B Boeing 777 6.3
TRD AL-31FP Su-30 8.22
RDTT Raketoplán SRB Posilovač raketoplánu 13.5
LRE NK-33-1 Kosmické nosiče
Sojuz-2 , Sojuz-2-3		 128

.* U šroubových motorů tento údaj není uveden.

Viz také

Literatura

  • Tryskové motory Kazandzhan P. K., Alekseev L. P., Govorov A. N., Konovalov N. E., Yu. N. Nechaev, Pavlenko V. F., Fedorov R. M.  Teoriya. M. Vojenské nakladatelství. 1955
  •  Vybraná díla Stechkin B.S. Teorie tepelných motorů. — M.: Nauka, 1977. — 410 s.
  • V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Poljakov, V. A. Sosunov, S. M. Šljachtenko. Editoval S. M. Shlyachtenko. Teorie a výpočty proudových motorů. Učebnice pro střední školy. 2. vydání, upravené a rozšířené. M.: Mashinostroenie, 1987
  • Kulagin VV  Teorie, výpočet a konstrukce leteckých motorů a elektráren. Ed. 2. M. Strojírenství. 2003.
  • Kljačkin A. L. Teorie proudových motorů, M., 1969

Odkazy

Poznámky

  1. ↑ Sobolev D. A. Historie letadel. Počáteční období .. - M . : ROSSPEN, 1995. - 343 s.
  2. ↑ René Lorin. Une zkušenosti jednoduché relativní au pohon à réaction directe. L'Aerophile. Paříž, 15. listopadu 1913, str. 514 . Získáno 22. prosince 2021. Archivováno z originálu dne 22. prosince 2021.
  3. ↑ Archivovaná kopie (odkaz není dostupný) . Získáno 23. března 2016. Archivováno z originálu 18. května 2011. 
  4. ↑ RD-10 . Získáno 10. dubna 2008. Archivováno z originálu 3. května 2008.
  5. ↑ npo-saturn.ru Archivováno 7. února 2009 na Wayback Machine
  6. ↑ Článek Leduc 010 na francouzské Wikipedii
  7. ↑ Článek Leduc 021 a Leduc 022 na francouzské Wikipedii
  8. ↑ NPO je. S.A. Lavočkin (nepřístupný odkaz) . Datum přístupu: 24. ledna 2012. Archivováno z originálu 10. února 2010. 
  9. ↑ airbase.ru/sb/russia/lavochkin/la/350/index.htm Strategická řízená střela La-350 Burya
  10. ↑ Archivovaná kopie (odkaz není dostupný) . Získáno 16. dubna 2008. Archivováno z originálu 29. února 2008. 
  11. ↑ 1 2 Teorie a výpočet proudových motorů. Učebnice pro střední školy. Autoři: V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Poljakov, V. A. Sosunov, S. M. Šljachtenko. Editoval S. M. Shlyachtenko. 2. vydání, upravené a rozšířené. M.: Mashinostroenie, 1987
  12. ↑ Ilustrovaný popis několika provedení bezventilového PUJE (v angličtině) . Získáno 17. dubna 2008. Archivováno z originálu 28. září 2010.
  13. ↑ Arkhip Lyulka Archived 5. března 2016 na Wayback Machine - 100 Great.
  14. ↑ Engines Archived 5. května 2012 na Wayback Machine - Echo of Russia. Společensko-politický časopis.
  15. ↑ Turbovrtulové motory a motory s plynovou turbínou vrtulníku Archivováno 18. června 2011 na Wayback Machine
 Motory
Vzduchová tryska
Hlavní typy
Nekomprimované
Proudový
Modifikace
a hybridní systémy
Viz také: Motory s plynovou turbínou
viz také stroj na věčný pohyb Převodový motor gumový motor