Flymotor

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 24. december 2021; checks kræver 8 redigeringer .

En luftjetmotor (WRD) er en termisk jetmotor , hvis arbejdsvæske er en blanding af atmosfærisk luft og brændstofforbrændingsprodukter . Når brændstof forbrændes, opvarmes arbejdsvæsken og, udvidende, strømmer ud af motoren ved høj hastighed, hvilket skaber jet-tryk .

WFD'er bruges hovedsageligt til at drive køretøjer designet til at flyve i atmosfæren. WFD'er er opdelt efter metoden til forkomprimering af luften, der kommer ind i forbrændingskamrene: kompressorløs, hvor luften kun komprimeres af luftstrømmens hastighedstryk, og kompressor, hvor luften komprimeres af en kompressor.

For første gang blev dette udtryk i en trykt publikation tilsyneladende brugt i 1929 af B. S. Stechkin i tidsskriftet "Technology of the Air Fleet", hvor hans artikel "Theory of an air jet engine" blev offentliggjort. . På engelsk svarer dette udtryk mest nøjagtigt til sætningen airbreathing jet engine .

Historie

Det første patent på en gasturbinemotor blev udstedt til englænderen John Barber i 1791 . De første projekter af fly med en luftjetmotor blev skabt i 60'erne af det XIX århundrede af P. Maffiotti ( Spanien ), Ch. de Louvrier ( Frankrig ) og N. A. Teleshov ( Rusland ) [1 ] . November 15, 1913 i magasinet "Aérophile" René Laurent først offentliggjort et diagram af en ramjet motor . [2]

Det første fly, der tog til himlen drevet af en HeS 3 turbojetmotor designet af von Ohain var He 178 (firma Heinkel Tyskland ), drevet af testpilot flug-kaptajn Erich Warzitz (27. august 1939). Dette fly overgik i hastighed (700 km/t) alle sin tids stempeljagere, hvis maksimale hastighed ikke oversteg 650 km/t, men samtidig var det mindre økonomisk, og havde som følge heraf en mindre aktionsradius. Derudover havde det hurtigere start- og landingshastigheder end stempelfly, hvilket krævede en længere landingsbane med bedre overflade.

For første gang i USSR blev et projekt af et rigtigt jagerfly med en WFD udviklet af A. M. Lyulka , i marts 1943, foreslået af lederen af ​​OKB-301 M. I. Gudkov . Flyet blev kaldt Gu-VRD [3] . Projektet blev afvist af eksperter, hovedsageligt på grund af manglende tro på relevansen og fordelene ved VFD i sammenligning med stempelflymotorer.

Siden august 1944 begyndte serieproduktionen af ​​Messerschmitt Me.262 jetjagerbomber, udstyret med to Jumo-004 turbojetmotorer fremstillet af Junkers, i Tyskland. Og siden november 1944 begyndte man at producere den første jetbomber Arado Ar 234 Blitz med de samme motorer. Det eneste jetfly blandt de allierede i anti-Hitler-koalitionen , der formelt deltog i Anden Verdenskrig, var Gloucester Meteor (Storbritannien) med en Rolls-Royce Derwent 8 turbojetmotor designet af F. Whittle (hvis masseproduktion begyndte endnu tidligere ) end de tyske).

I efterkrigsårene åbnede jetmotorbyggeri nye muligheder inden for luftfarten: flyvninger med hastigheder, der oversteg lydens hastighed, og skabelsen af ​​fly med en bæreevne, der er mange gange større end stempelflyenes bæreevne.

Det første serielle jetfly i USSR var Yak-15- jagerflyet ( 1946 ), udviklet på kort tid på basis af Yak-3- flyskroget og tilpasningen af ​​den erobrede Jumo-004- motor , lavet i motorbygningsdesignet bureau for V. Ya. Klimov under betegnelsen RD-10 [4] .

I 1947 _ bestod de statslige tests af den første sovjetiske turbojetmotor TR-1, [5] udviklet i designbureauet hos A. M. Lyulka (nu en afdeling af UMPO ).

Tu-104 ( 1955 ), udstyret med to turbojetmotorer RD-3M-500 (AM-3M-500), udviklet i A. A. Mikulin Design Bureau, blev det første jetpassagerfly i USSR .

Patenteret tilbage i 1913, tiltrak en ramjet-motor ( ramjet ) designere med det enkle design, men vigtigst af alt med dens potentielle evne til at fungere ved supersoniske hastigheder og i de højeste, mest sjældne lag af atmosfæren, dvs. hvor andre typer I 1930'erne blev eksperimenter med denne type motorer udført i USA (William Avery), i USSR ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

I 1937 modtog den franske designer René Leduc en ordre fra den franske regering om at udvikle et eksperimentelt ramjetfly. Dette arbejde blev afbrudt af krigen og genoptaget efter dets afslutning. Den 19. november 1946 fandt den første flyvning nogensinde af et apparat med en marcherende ramjet sted [6] . Derefter, i løbet af ti år, blev flere eksperimentelle køretøjer i denne serie fremstillet og testet, herunder bemandede [7] . og i 1957 nægtede den franske regering at fortsætte disse arbejder - den hastigt udviklende retning af turbojetmotoren på det tidspunkt virkede mere lovende.

Ramjet har en række ulemper til brug på bemandede fly (nul tryk på plads, lav effektivitet ved lave flyvehastigheder), ramjet er den foretrukne type ramjet til ubemandede engangsprojektiler og krydsermissiler på grund af dens enkelhed og derfor billighed og pålidelighed. Siden 1950'erne er der i USA skabt en række eksperimentelle fly og masseproducerede krydsermissiler til forskellige formål med denne type motorer.

I USSR, fra 1954 til 1960, udviklede OKB-301 , under ledelse af S.A. Lavochkin [ 8] , Burya- krydsermissilet , som var beregnet til at levere nukleare ladninger [9] til interkontinentale afstande, og brugte en ramjetmotor som en hovedmotor . I 1957 var R-7 ICBM allerede taget i brug , som havde samme formål, udviklet under ledelse af S. P. Korolev . Dette satte spørgsmålstegn ved gennemførligheden af ​​yderligere udvikling af "Stormen". Blandt de mere moderne indenlandske udviklinger kan nævnes anti-skib krydsermissiler med marcherende ramjet-motorer : P-800 Oniks , P-270 Mosquito .

Pulsjetmotoren (PUVRD) blev opfundet i det 19. århundrede af den svenske opfinder Martin Wiberg . Det mest berømte fly (og det eneste serielle) med Argus As-014 PUVRD fremstillet af Argus-Werken var det tyske V-1 projektil . Efter krigen fortsatte forskningen inden for pulsjetmotorer i Frankrig ( SNECMA ) og i USA ( Pratt & Whitney , General Electric ), desuden blev små motorer af denne type på grund af deres enkelhed og lave omkostninger meget populære blandt flymodellere, og i amatør luftfart, og kommercielle firmaer er dukket op, der producerer til salg til dette formål PuVRD og ventiler til dem (sliddele). [ti]

Generelle principper for drift

På trods af mangfoldigheden af ​​vandrammedirektiver , som adskiller sig væsentligt fra hinanden i design, karakteristika og omfang, kan der skelnes mellem en række principper, der er fælles for alle vandrammedirektiver, og som adskiller dem fra andre typer varmemotorer.

WFD's termodynamik

VRD - varmemotor . Termodynamikken i processen med at omdanne varme til arbejde for en ramjet- og turbojetmotor er beskrevet af Brayton-cyklussen og for en pujetmotor af Humphrey-cyklussen . I begge tilfælde udføres det nyttige arbejde, på grund af hvilket jetstrømmen dannes, under den adiabatiske udvidelse af arbejdsfluidet i dysen , indtil dets statiske tryk er udlignet med det påhængsmotor, atmosfæriske. Følgende betingelse er således obligatorisk for WFD: trykket af arbejdsvæsken før starten af ​​ekspansionsfasen skal overstige det atmosfæriske tryk, og jo mere - jo større er det nyttige arbejde i den termodynamiske cyklus , og jo højere effektiviteten af motor. Men i det miljø, hvorfra arbejdsvæsken er taget, er den ved atmosfærisk tryk. Derfor, for at WFD'en kan fungere, er det nødvendigt på en eller anden måde at øge trykket af arbejdsvæsken i motoren i forhold til atmosfærisk tryk.

Hovedtyperne af WFD'er (straight-through, pulserende og turbojet) adskiller sig først og fremmest på den tekniske måde, hvorpå den nødvendige trykstigning opnås, og som forudbestemmer designet af en motor af denne type.

Den vigtigste tekniske parameter for en WFD af enhver type er graden af ​​fuld trykstigning - forholdet mellem trykket i motorens forbrændingskammer og det statiske påhængslufttryk. Jetmotorens termiske effektivitet afhænger af denne parameter (se Brayton -cyklus og Humphrey-cyklus ).

Jetfremdrift

VRD - en jetmotor, der udvikler tryk på grund af jetstrømmen af ​​arbejdsvæsken, der strømmer ud af motordysen . Fra dette synspunkt ligner WFD en raketmotor (RD), men adskiller sig fra sidstnævnte ved, at den tager det meste af arbejdsvæsken fra miljøet - atmosfæren, inklusive ilt , der bruges i WFD som oxidationsmiddel . Takket være dette har VRD en fordel i forhold til en raketmotor, når den flyver i atmosfæren. Hvis et fly udstyret med en raketmotor skal transportere både brændstof og et oxidationsmiddel , hvis masse er 2-8 gange større end massen af ​​brændstof, afhængigt af brændstoftypen, så skal et apparat udstyret med en vandrammedirektiv have om bord kun en forsyning af brændstof , og med en og For samme masse brændstof har et apparat med en raketmotor en energiressource flere gange større end en raket med en raketmotor.

WFD'ens arbejdsvæske ved udløbet af dysen er en blanding af forbrændingsprodukter fra brændstoffet medluftfraktioner, der er tilbage efter ilten brænder ud . Hvis der kræves ca. 3,4 kg ren ilt til fuldstændig oxidation af 1 kg petroleum (et almindeligt brændstof til raketmotorer), da atmosfærisk luft kun indeholder 23 % oxygen efter masse, kræves der 14,8 kg luft for at oxidere fuldstændigt dette brændstof, og derfor, arbejdsvæsken, mindst 94% af dens masse, består af den oprindelige atmosfæriske luft. I praksis er der i WFD som regel et overskud af luftstrøm (nogle gange flere gange sammenlignet med det minimum, der er nødvendigt for fuldstændig oxidation af brændstoffet), for eksempel i turbojetmotorer er massestrømmen af ​​brændstof 1% - 2% af luftstrømmen. [11] Dette gør det muligt, når man analyserer driften af ​​vandrammedirektivet, i mange tilfælde, uden stort tab af nøjagtighed, at betragte arbejdsvæsken i vandrammedirektivet, både ved udløbet og ved indløbet, for at være det samme stof - atmosfærisk luft , og strømningshastigheden af ​​arbejdsfluidet gennem enhver sektion, strømningsdelen af ​​motoren er den samme.

Dynamikken i WFD kan repræsenteres som følger: arbejdsvæsken kommer ind i motoren med flyvehastigheden og forlader den med hastigheden af ​​jetudstrømningen fra dysen. Fra momentumbalancen fås et simpelt udtryk for WJE'ens jettryk: [11]

(en)

hvor  er trykkraften,  er flyvehastigheden,  er hastigheden af ​​jetudstrømningen (i forhold til motoren),  er den anden strømningshastighed af massen af ​​arbejdsvæsken gennem motoren. Det er klart, at WJE'en kun er effektiv (skaber tryk) i det tilfælde, hvor hastigheden af ​​udstrømningen af ​​arbejdsvæsken fra motordysen overstiger flyvehastigheden: .

Hastigheden for gasudstrømning fra dysen på en termisk jetmotor afhænger af arbejdsvæskens kemiske sammensætning, dens absolutte temperatur ved dyseindløbet og graden af ​​udvidelse af arbejdsvæsken i motordysen (forholdet mellem tryk ved dyseindløbet til trykket ved dens sektion).

Den kemiske sammensætning af arbejdsvæsken for alle WFD'er kan betragtes som den samme, da for temperaturen og graden af ​​ekspansion opnået af arbejdsvæsken under motordrift er der store forskelle for forskellige typer WFD'er og forskellige prøver af WFD'er af samme type.

I lyset af ovenstående er det muligt at formulere de vigtigste ulemper ved vandrammedirektivet i forhold til RD :

Flyeffektivitet

For ethvert motoriseret fly bruges kun en del af den mekaniske energi, der genereres af motoren, på at sætte køretøjet i gang, dvs. på sin acceleration, overvinde trækkraften , og når man klatrer - tyngdekraften. Resten, som er et energitab, omdannes til den kinetiske energi af jetstrømmens resterende bevægelse i forhold til det betinget ubevægelige ydre miljø (for WFD - atmosfæren).

Effektiviteten af ​​WFD'en som en propel bestemmer flyve- eller trykeffektiviteten - den relative andel af den mekaniske energi, der genereres af motoren, brugt på at sætte enheden i bevægelse, udtrykkes med formlen :

(2)

De der. dette er forholdet mellem flyvehastigheden og det aritmetiske gennemsnit af flyve- og jethastighederne. Ved at sammenligne formlerne (1) og (2) kan vi konkludere, at jo højere forskellen er mellem gasstrømningshastigheden fra dysen og flyvehastigheden, desto højere er motorkraften og jo lavere flyveeffektivitet. Hvis flyvehastighederne og udstrømningen af ​​gasser fra dysen er ens, vil flyveeffektiviteten være lig med 1, det vil sige 100 %, men motorkraften vil være lig med 0. Af denne grund er udformningen af ​​vandrammedirektivet et kompromis mellem den fremdrift, den skaber, og dens flyveeffektivitet.

Søgningen efter et acceptabelt kompromis førte til skabelsen af ​​bypass-turbojet- , turbofan- og turbopropmotorer , som i øjeblikket er de mest almindelige flymotorer, både højhastigheds-, kamp- og økonomiske, passager- og transportmotorer (se Turbojet-motor ).

Scramjet-motor

En ramjet -motor ( ramjet , eng.  Ramjet ) er den enkleste i klassen af ​​ramjet med hensyn til enhed. Den trykstigning, der er nødvendig for driften af ​​motoren, opnås ved at bremse den modkørende luftstrøm.

Ramjet- arbejdsgangen kan kort beskrives som følger:

  • Luften, der kommer ind med flyvehastigheden ind i motorens indløb, sænker farten og komprimeres; ved indgangen til forbrændingskammeret når trykket af arbejdsvæsken sin maksimale værdi gennem hele længden af ​​motorens strømningsvej.
  • Den komprimerede luft i forbrændingskammeret opvarmes på grund af oxidationen af ​​det tilførte brændstof, mens arbejdsfluidens indre energi øges.
  • Udvider sig i dysen , accelererer arbejdsvæsken og udløber med en hastighed, der er større end hastigheden af ​​den modkørende strøm, hvilket skaber stråletryk.

Strukturelt har ramjet en ekstremt simpel enhed. Motoren består af et forbrændingskammer, hvori luft kommer ind fra diffusoren, og brændstof fra brændstofinjektorerne. Forbrændingskammeret ender med indgangen til dysen, som regel indsnævring-ekspanderende .

Afhængigt af flyvehastigheden er ramjet-motorer opdelt i subsoniske , supersoniske og hypersoniske . Denne opdeling skyldes designfunktionerne for hver af disse grupper.

Subsoniske ramjetmotorer

Subsoniske ramjet-motorer er designet til at flyve med hastigheder med et Mach-tal på 0,5 til 1. Bremsning og luftkompression i disse motorer sker i den ekspanderende kanal af indløbsanordningen - diffusoren .

På grund af den lave grad af trykstigning under luftbremsning ved subsoniske hastigheder (maksimalt - 1,9 ved M = 1), har disse motorer en meget lav termisk effektivitet (16,7% ved M = 1 i en ideel proces, uden at tage hensyn til tab) , på grund af det viste de sig at være ukonkurrencedygtige i sammenligning med andre typer flymotorer og er i øjeblikket ikke masseproducerede.

Supersoniske ramjetmotorer

SPVRD er designet til flyvninger i Mach 1-5 intervallet . Decelerationen af ​​en supersonisk gasstrøm sker altid diskontinuerligt (springvis) med dannelsen af ​​en chokbølge , også kaldet en chokbølge . Jo mere intens stødbølgen er, det vil sige, jo større ændringen er i strømningshastigheden ved dens front, jo større er tryktabet, som kan overstige 50 %.

Tryktab kan minimeres ved at organisere kompression ikke i én, men i flere successive stødbølger med lavere intensitet, hvorefter strømningshastigheden falder. I det sidste hop bliver hastigheden subsonisk, og yderligere deceleration og luftkompression sker kontinuerligt i den ekspanderende diffusorkanal.

I det supersoniske hastighedsområde er en ramjet meget mere effektiv end i den subsoniske. For eksempel ved Mach 3 for en ideel ramjet er trykforholdet 36,7, hvilket kan sammenlignes med højtrykskompressorer i turbojetmotorer (for eksempel for AL-31FP turbojetmotoren er dette tal 23), og den termiske effektivitet teoretisk når 64,3%. For rigtige ramjetfly er disse tal lavere, men selv under hensyntagen til tab, i flyvningens Mach-tal fra 3 til 5, er supersoniske ramjetfly overlegne i effektivitet i forhold til alle andre typer ramjetfly .

Faktoren, der begrænser driftshastighederne for SPVRD ovenfra, er stagnationslufttemperaturen, som ved M>5 overstiger 1500 °C, og betydelig yderligere opvarmning af arbejdsvæsken i forbrændingskammeret bliver problematisk på grund af begrænsningen af ​​varmemodstanden på strukturelle materialer.

Hypersonisk ramjet

En hypersonisk ramjetmotor ( scramjet , eng.  Scramjet ) er en ramjet , der opererer ved flyvehastigheder mere end fem gange lydens hastighed ( M > 5) og designet til flyvninger i stratosfæren . Det mulige formål med et fly med en hypersonisk ramjet  er det laveste trin i et genanvendeligt rumfartøjsskib.

Teoretisk gør en scramjet-motor det muligt at opnå højere flyvehastigheder sammenlignet med en scramjet-motor, fordi indsugningsluftstrømmen til scramjetmotoren kun er delvist bremset, således at strømmen af ​​arbejdsvæsken gennem hele flowet motorens vej forbliver supersonisk. I dette tilfælde bevarer strømmen det meste af sin oprindelige kinetiske energi, og stigningen i dens temperatur under deceleration og kompression er relativt lille. Dette giver dig mulighed for betydeligt at opvarme arbejdsvæsken, brænde brændstoffet i en supersonisk strøm, og udvidende strømmer det ud af dysen med en hastighed, der overstiger flyvehastigheden.

Der er flere programmer til udvikling af hypersoniske ramjet-motorer i forskellige lande, men i begyndelsen af ​​det 21. århundrede forbliver denne type motor hypotetisk, der er ikke en enkelt prøve, der har bestået flyvetests, hvilket bekræfter den praktiske gennemførlighed af dens masseproduktion .

Nuklear ramjet

I anden halvdel af 50'erne , under den kolde krigs æra, blev ramjet - projekter med en atomreaktor udviklet i USA og USSR . Energikilden til disse motorer er ikke den kemiske reaktion ved brændstofforbrænding, men den varme, der genereres af en atomreaktor placeret i stedet for forbrændingskammeret. Luften fra indløbet i en sådan ramjet passerer gennem reaktorkernen, afkøler den og opvarmer sig selv og, udvidende, strømmer ud af dysen med en hastighed, der overstiger flyvehastigheden.

Et muligt formål med et fly med en sådan motor er et interkontinentalt krydsermissil, en nuklear ladningsbærer. Den største fordel ved en nuklear WFD er reaktorens energiressource, tilstrækkelig til at nå ethvert mål på Jorden.

I begge lande blev der skabt kompakte ressourcefattige atomreaktorer, der passede ind i dimensionerne af en stor raket. I 1964, i USA, blev der under Pluto og Tory nukleare ramjet-forskningsprogrammer udført bænkfyringsforsøg af Tory-IIC-atomramjetmotoren. Flyveprøver blev ikke udført, programmet blev lukket i juli 1964.

Omfang

Ramjet -flyet er ubrugeligt på plads og ved lave flyvehastigheder. For at opnå den begyndelseshastighed, hvormed den bliver effektiv, har en enhed med denne motor brug for et hjælpedrev, som for eksempel kan leveres af en solid raketforstærker eller et luftfartøj, hvorfra en enhed med en ramjet affyres . Ineffektiviteten af ​​en ramjet ved lave flyvehastigheder gør den praktisk talt uacceptabel til brug på bemandede fly, men for ubemandede, kamp- engangskrydsermissiler , der flyver i Mach 2-5-området, er det at foretrække på grund af dets enkelhed, lave omkostninger og pålidelighed . I øjeblikket bruges ramjet-motorer som støttemotorer til overflade-til-luft , luft-til-luft , luft-til-jord krydsermissiler , ubemandede rekognosceringsfly og flyvende mål. Ramjets største konkurrent i denne niche er raketmotoren .

Puls jetmotor

Pulserende jetmotor ( PUVRD , engelsk term engelsk.  Pulsejet ), som navnet antyder, fungerer i en pulsationstilstand, fremdriften udvikler sig ikke kontinuerligt, som en ramjet- eller turbojetmotor , men i form af en række pulser, der følger efter hinanden med en frekvens på ti hertz for store motorer, op til 250 Hz for små motorer.

Strukturelt er P ved WFD et cylindrisk forbrændingskammer med en lang cylindrisk dyse med mindre diameter. Forsiden af ​​kammeret er forbundet med en indløbsdiffusor, gennem hvilken luft kommer ind i forbrændingskammeret. Mellem diffusoren og forbrændingskammeret er der installeret en luftventil, som virker under påvirkning af trykforskellen i kammeret og ved udløbet af diffusoren: når trykket i diffusoren overstiger trykket i kammeret, åbner ventilen og lader luft komme ind i kammeret, når trykforholdet vendes, lukker det.

Arbejdscyklussen for P i vandrammedirektivet kan beskrives som følger:

  1. Luftventilen er åben, luft kommer ind i forbrændingskammeret, dysen sprøjter brændstof ind, og der dannes en brændstofblanding i kammeret.
  2. Brændstofblandingen antændes og brænder, trykket i forbrændingskammeret stiger kraftigt og lukker luftventilen og kontraventilen i brændstofbanen. Produkterne fra forbrænding, ekspanderende, strømmer ud af dysen og skaber stråletryk .
  3. Trykket i kammeret falder, under lufttrykket i diffusoren åbner luftventilen og luft begynder at strømme ind i kammeret, brændstofventilen åbner også, motoren går til fase 1.

PUVRD'en fungerer i tilstanden af ​​selvsvingninger , som koordinerer handlingen af ​​alle dens dele i tid. Hyppigheden af ​​disse selvsvingninger afhænger af motorens størrelse: Jo mindre motoren er, desto højere er pulsationsfrekvensen.

For at starte forbrændingsprocessen er der installeret et tændrør i kammeret, som skaber en højfrekvent serie af elektriske udladninger, og brændstofblandingen antændes. Efter flere snese af motorcyklusser opvarmes væggene i forbrændingskammeret så meget, at brændstofblandingen antændes fra dem, og der er ikke behov for et tændrør.

Forøgelsen af ​​trykket i forbrændingskammeret P ved WFD , der er nødvendig for driften af ​​motoren, opnås dels - på grund af bremsningen af ​​den modkørende luftstrøm i diffusoren (med ventilen åben), og dels - pga. til forbrænding af brændstof i et lukket volumen, begrænset af en lukket ventil, kammerets sidevægge og luftsøjlens inerti i en lang dyse (se Humphrey-cyklus ). De fleste PJ'er kan fungere ved nul hastighed.

Pulsmotormodifikationer

Der er andre modifikationer af P i vandrammedirektivet .

  • Ventilløs PuVRD , ellers - U-formet PuVRD. Disse motorer har ikke mekaniske luftventiler, og for at den omvendte bevægelse af arbejdsvæsken ikke fører til et fald i tryk, er motorkanalen lavet i form af det latinske bogstav "U", hvis ender drejes tilbage i apparatets retning.
  • Detonation PuVRD ( eng.  Pulse detonation engine ) - motorer, hvor forbrændingen af ​​brændstofblandingen sker i detonationstilstand (og ikke deflagration ).

Omfang

PuVRD er karakteriseret som støjende og ødsel , men enkel og billig . Det høje niveau af støj og vibrationer skyldes den meget pulserende funktion.

PUVRD er installeret på ubemandede engangsluftfartøjer med driftshastigheder op til Mach 0,5 : flyvende mål , rekognosceringsdroner i fortiden og krydsermissiler .

PuVRD bruges i amatørflyvning og aeromodellering på grund af deres enkelhed og lave omkostninger.

Turbojetmotor

I en turbojetmotor ( TRD , eng.  turbojetmotor ) opnås kompressionen af ​​arbejdsvæsken ved indløbet til forbrændingskammeret og den høje værdi af luftstrømmen gennem motoren på grund af den kombinerede virkning af den modgående luftstrøm og kompressor , placeret i turbojetmotorens område umiddelbart efter indløbsanordningen, foran forbrændingskammeret. Kompressoren drives af en turbine, der er monteret på samme aksel som den, og kører på en arbejdsvæske, der er opvarmet i forbrændingskammeret, hvorfra der dannes en stråle. I kompressoren stiger det samlede lufttryk på grund af det mekaniske arbejde, som kompressoren udfører. Forbrændingskammeret i de fleste turbojetmotorer har en ringformet form.

Fra forbrændingskammeret kommer den opvarmede arbejdsvæske ind i turbinen, udvider sig, sætter den i bevægelse og giver den en del af sin energi, og efter at den udvider sig i dysen og strømmer ud af den, hvilket skaber jet-tryk. Takket være kompressoren kan turbojetmotoren starte fra stilstand og køre ved lave flyvehastigheder, hvilket er en nødvendig betingelse for en flymotor , mens trykket i motorkanalen og luftstrømmen kun leveres af kompressoren.

Området af hastigheder, hvor turbojetmotoren er effektiv, flyttes mod lavere værdier sammenlignet med ramjetmotoren . Turbinekompressorenheden, som gør det muligt at skabe en høj strømningshastighed og en høj grad af kompression af arbejdsvæsken i området med lave og mellemstore flyvehastigheder, er en hindring for at øge effektiviteten af ​​motoren i zonen af høje hastigheder.

Omfang

Indtil 1960'erne og 1970'erne blev turbojetmotorer aktivt brugt som motorer til militære og kommercielle fly. På nuværende tidspunkt er mere økonomiske bypass-turbofanmotorer (TRDD) blevet mere udbredte .

Bypass turbojetmotor

Bypass turbojetmotor (TRD, eng.  Turbofan ) - TRD med et design, der giver dig mulighed for at flytte en ekstra luftmasse, der passerer gennem motorens eksterne kredsløb. Dette design giver højere flyveeffektivitet sammenlignet med konventionelle turbojetmotorer. Den første til at foreslå konceptet med turbofanmotorer i den indenlandske flymotorindustri var A. M. Lyulka [13] . På grundlag af forskning udført siden 1937 indsendte A. M. Lyulka en ansøgning om opfindelsen af ​​en bypass turbojetmotor ( forfatterens certifikat blev præsenteret den 22. april 1941). [fjorten]

Efter at have passeret gennem indløbet kommer luften ind i lavtrykskompressoren, kaldet ventilator . Efter blæseren opdeles luften i to strømme. En del af luften kommer ind i det ydre kredsløb og omgår forbrændingskammeret og danner en jetstrøm i dysen. Den anden del af luften passerer gennem det indre kredsløb, fuldstændig identisk med turbojetmotoren , som blev nævnt ovenfor.

En af de vigtigste parametre for en turbofanmotor er bypass -forholdet, det vil sige forholdet mellem luftstrømmen gennem det eksterne kredsløb og luftstrømmen gennem det indre kredsløb. Hvor og luftstrøm gennem det indre og eksterne kredsløb hhv.

Hvis vi vender tilbage til formlerne (1) og (2), så kan princippet om massetilsætning fortolkes som følger. I turbofanmotoren , ifølge formel (2), er princippet om at øge motorens flyveeffektivitet ved at reducere forskellen mellem hastigheden af ​​udløbet af arbejdsvæsken fra dysen og flyvehastigheden fastlagt. Faldet i drivkraften, som ifølge formel (1) vil forårsage et fald i denne forskel mellem hastigheder, kompenseres af en stigning i luftstrømmen gennem motoren. Konsekvensen af ​​en stigning i luftstrømmen gennem motoren er en stigning i arealet af den frontale sektion af motorindløbet, hvilket resulterer i en stigning i diameteren af ​​motorindløbet, hvilket fører til en stigning i dens frontale modstand og masse. Med andre ord, jo højere bypass-forholdet er, jo større er motorens diameter, ceteris paribus.

Alle turbofanmotorer kan opdeles i 2 grupper: med blandestrømme bag turbinen og uden blanding.

I en blandet turbofanmotor (TRDDsm) kommer luftstrømme fra de eksterne og interne kredsløb ind i et enkelt blandekammer. I blandekammeret blandes disse strømme og forlader motoren gennem en enkelt dyse med en enkelt temperatur. TRDSM er mere effektive, men tilstedeværelsen af ​​et blandekammer fører til en stigning i motorens dimensioner og vægt.

Turbofanmotorer kan ligesom turbofanmotorer udstyres med justerbare dyser og efterbrændere . Som regel er der tale om turbofanmotorer med lave bypassforhold til supersoniske militærfly.

Yderligere midler til at øge effektiviteten af ​​turbofanmotorer og turbofanmotorer

Efterbrænder

Selvom turbojetmotoren har et overskud af ilt i forbrændingskammeret, kan denne kraftreserve ikke realiseres direkte - ved at øge brændstofforbruget i forbrændingskammeret, på grund af begrænsningen af ​​temperaturen af ​​arbejdsvæsken, der kommer ind i turbinen. Begrænsningen pålægges af vindmøllevingernes varmemodstand. Denne reserve bruges i motorer udstyret med en efterbrænder placeret mellem turbinen og dysen. I efterbrændertilstanden forbrændes en ekstra mængde brændstof i dette kammer, den indre energi af arbejdsvæsken øges før udvidelsen i dysen, som et resultat af, at dens udstrømningshastighed stiger, og motorkraften øges, i nogle tilfælde, med mere end 1,5 gange, som bruges af kampfly, når de flyver med høje hastigheder, eller for at øge stigningshastigheden. Til at begynde med var turbojetmotorens driftstid begrænset i tid baseret på kravene til varmemodstanden for dysedesignet. Men startende med 3. generations jagerfly blev disse restriktioner ophævet. Med efterbrænder stiger brændstofforbruget betydeligt, turbojetmotorer med efterbrænder har praktisk talt ikke fundet anvendelse i kommerciel luftfart, med undtagelse af Tu-144 og Concorde -fly , hvis flyvninger allerede er ophørt.

Justerbare dyser

TRD'er, hvor jetstrømningshastigheden kan være både subsonisk og supersonisk ved forskellige motordriftstilstande, er udstyret med justerbare dyser. Disse dyser består af langsgående elementer kaldet flaps , bevægelige i forhold til hinanden og sættes i bevægelse af et specielt drev, normalt hydraulisk eller mekanisk, som gør det muligt at ændre dysens geometri efter kommando fra piloten eller et automatisk motorkontrolsystem. Samtidig ændres størrelsen af ​​dysens kritiske (snævreste) og udløbssektion, hvilket gør det muligt at optimere driften af ​​motoren under flyvninger ved forskellige hastigheder og motordriftstilstande. Justerbare dyser bruges hovedsageligt i militær luftfart på turbofanmotorer og turbofanmotorer med efterbrænder. [en]

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

Specielle roterende dyser, på nogle turbofanmotorer, gør det muligt at afbøje strømmen af ​​arbejdsvæsken, der strømmer fra dysen i forhold til motoraksen. OVT fører til yderligere tab af motorkraft på grund af udførelsen af ​​yderligere arbejde med at dreje strømmen og komplicerer kontrollen af ​​flyet. Men disse mangler kompenseres fuldt ud af en væsentlig forøgelse af manøvredygtigheden og en reduktion af flyets start- og landingsløb, op til og med lodret start og landing. OVT bruges udelukkende i militær luftfart.

Turbofan motor

En bypass turbojetmotor (TRDD) med et bypass-forhold over 2 kaldes turbofan . Det øvre bypass-forhold for disse motorer kan nå 11 ( en:Rolls-Royce Trent 1000 ). Turbofanmotorer med et højt bypass-forhold fremstilles normalt uden blandekammer. På grund af sådanne motorers store indløbsdiameter er deres eksterne kredsløbsdyse ofte forkortet for at reducere motorvægten og reducere luftmodstanden i den eksterne kredsløbsbane.

Anvendelsesområde

Vi kan sige, at fra 1960'erne til i dag i flymotorindustrien - æraen med turbofanmotorer . Turbofanmotorer af forskellige typer er den mest almindelige klasse af jetmotorer, der bruges i fly, fra højhastigheds-low-bypass jager-interceptorer til gigantiske kommercielle og militære transportfly med high - bypass turbofans .

Turboprop

Strukturelt ligner en turbopropmotor (TVD) en turbojetmotor , hvor kraften udviklet af motoren overføres til propelakslen , normalt ikke direkte, men gennem en gearkasse .

Turbopropmotorer bruges i transport og civil luftfart .

Turboakselmotor

Turboakselmotorer er strukturelt en turbojetmotor, hvor kraften udviklet af et ekstra turbinetrin overføres til kraftudtaget, oftest gennem en gearkasse. Da der ikke er nogen mekanisk forbindelse mellem turbine- og kompressorakslen og kraftudtagsakslen, men kun gasdynamisk forbindelse, klassificeres turboakselmotorer som indirekte reaktion WFD . Disse motorer er strengt taget ikke jetmotorer, turbinens udstødningsreaktion er ikke mere end 10% af deres samlede tryk, men de omtales traditionelt som luftjetmotorer.

Bruges til at drive helikopterpropeller.

Turbopropmotor

For at forbedre teatrets driftsegenskaber bruges specielle flerbladede tilbagesvingede propeller med variabel stigning (VIS) med en eller to rækker af blade. Sådanne VSP'er udsættes for en højere belastning på det fejede område med en reduceret propeldiameter, men bevarer en relativt høj effektivitet på 0,8-0,85. Sådanne propeller kaldes propfans (VV), og motoren kaldes en turbopropfan (TVVD) med en åben propfan. [femten]

Kun én seriemodel af denne type motor er almindeligt kendt - D-27 ( ZMKB "Progress" opkaldt efter akademiker A. G. Ivchenko, Zaporozhye, Ukraine. ), Brugt på Yak-44- flyene med en marchflyvehastighed på 670 km/t , og på An-70 med en marchhastighed på 750 km/t.

Ved D-27- motoren skabes den kolde luftstrøm af to koaksiale, modsat roterende, flerbladede sabelformede propeller drevet af en fri fire-trins turbine, en turboakselmotor. Kraften overføres til propellerne gennem en gearkasse.

Sammenligning af forskellige typer raketmotorer med andre flymotorer

Jetmotorers effektivitet estimeres normalt ved den specifikke impuls  - forholdet mellem motorens samlede trykimpuls og brændstofmassen (eller tryk til det andet brændstofforbrug, hvis trykkraften er konstant og ikke ændrer sig over tid). Denne indikator er også et mål for motorens effektivitet. Diagrammet nedenfor viser grafisk de øvre værdier af denne indikator for forskellige typer jetmotorer, afhængigt af flyvehastigheden, udtrykt i form af Mach-nummer , som giver dig mulighed for at se anvendelsesområdet for hver type motor.

Det følger af diagrammet, at raketmotorer (RD) med hensyn til specifik impuls er væsentligt ringere end WFD'er af alle typer. Dette forklares ved, at RD'ens brændstofforbrug inkluderer oxidationsmidlet, som RD'en tager fra atmosfæren, så RD'ens specifikke impuls er maksimalt 270 sek. for en raketmotor med fast drivmiddel og 450 sek. for en raket . motor .

Propelmotorspecifikationerne angiver normalt ikke tryk og specifik impuls. For disse motorer er den karakteristiske parameter effekt, ikke tryk. For at karakterisere effektiviteten og økonomien af ​​skruemotorer anvendes specifikt brændstofforbrug  - forholdet mellem brændstofforbrug pr. time og den udviklede effekt. For at sammenligne effektiviteten af ​​stempel -ICE'er med turboprops kan vi give værdien af ​​denne indikator for to specifikke typer motorer af disse typer:

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

En turbopropmotor (pr. 1 hk ) er således 2,5 gange mere økonomisk end en stempelmotor, og dette er en af ​​hovedårsagerne til, at WFD erstattede stempelmotorer fra "store fly". Derudover er WFD'erne med hensyn til vægtegenskaber væsentligt overlegne i forhold til stemplet.

Som en vægtkarakteristik for flymotorer bruges en af ​​indikatorerne normalt: specifik effekt - forholdet mellem motoreffekt og dens masse (for motorer med en propel) eller specifik trykkraft - forholdet mellem tryk og motorvægt på jordens overflade (for WFD og raketmotorer). Følgende tabel viser disse tal for nogle fly- og raketmotorer af forskellige typer.

Specifikke vægtegenskaber for fly og raketmotorer
Motortype
_ 		Betegnelse Fly Specifik
tryk
(tryk/vægt) 		Specifik
effekt
kW/kg
stempelmotor
_		 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 Rumfærgen SRB Rumfærge Booster 13.5
LRE NK-33-1 Rumskibe
Soyuz-2 , Soyuz-2-3		 128

.* For skruemotorer er dette tal ikke angivet.

Se også

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. Militært Forlag. 1955
  • Stechkin B.S.  Udvalgte værker. Teori om varmemotorer. — M.: Nauka, 1977. — 410 s.
  • V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko. Redigeret af S. M. Shlyakhtenko. Teori og beregning af luftjetmotorer. Lærebog for gymnasier. 2. udgave, revideret og forstørret. M.: Mashinostroenie, 1987
  • Kulagin VV  Teori, beregning og design af flymotorer og kraftværker. Ed. 2. M. Engineering. 2003.
  • Klyachkin A. L. Theory of air-jet engines, M., 1969

Links

Noter

  1. ↑ Sobolev D. A. Flyets historie. Den indledende periode .. - M . : ROSSPEN, 1995. - 343 s.
  2. ↑ Rene Lorin. Une experience simple relative au propulseur à réaction directe. L'Aerophile. Paris, 15. november 1913, s. 514 . Hentet 22. december 2021. Arkiveret fra originalen 22. december 2021.
  3. ↑ Arkiveret kopi (link ikke tilgængeligt) . Hentet 23. marts 2016. Arkiveret fra originalen 18. maj 2011. 
  4. ↑ RD-10 . Hentet 10. april 2008. Arkiveret fra originalen 3. maj 2008.
  5. ↑ npo-saturn.ru Arkiveret 7. februar 2009 på Wayback Machine
  6. ↑ Artikel Leduc 010 på den franske Wikipedia
  7. ↑ Fransk Wikipedia - artikel Leduc 021 og Leduc 022
  8. ↑ NPO dem. S.A. Lavochkin (utilgængeligt link) . Dato for adgang: 24. januar 2012. Arkiveret fra originalen 10. februar 2010. 
  9. ↑ airbase.ru/sb/russia/lavochkin/la/350/index.htm Strategisk krydsermissil La-350 Burya
  10. ↑ Arkiveret kopi (link ikke tilgængeligt) . Hentet 16. april 2008. Arkiveret fra originalen 29. februar 2008. 
  11. ↑ 1 2 Teori og beregning af jetmotorer. Lærebog for gymnasier. Forfattere: V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko. Redigeret af S. M. Shlyakhtenko. 2. udgave, revideret og forstørret. M.: Mashinostroenie, 1987
  12. ↑ Illustreret beskrivelse af flere designs af ventilløs PUJE (på engelsk) . Hentet 17. april 2008. Arkiveret fra originalen 28. september 2010.
  13. ↑ Arkhip Lyulka Arkiveret 5. marts 2016 på Wayback Machine - 100 Great.
  14. ↑ Motorer arkiveret 5. maj 2012 på Wayback Machine - Echo of Russia. Socialpolitisk blad.
  15. ↑ Turbopropmotorer og helikopter gasturbinemotorer Arkiveret 18. juni 2011 på Wayback Machine
 Motorer
Luft-jet
Hovedtyper
Ukomprimeret
Turbojet
Modifikationer
og hybridsystemer
Se også: Gasturbinemotorer
se også evighedsmaskine Gearmotor gummi motor