ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Цикл бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя из "Техническая термодинамика " Схема жидкостного реактивного двигателя представлена на рис. 13-1. Жидкое топливо и жидкий окислитель подаются в камеру сгорания I при помощи питательных насосов 2. Горение топлива происходит при постоянном давлении (что является наиболее простым) с постоянно открытым соплом 3. Газообразные продукты сгорания, расширяясь в сопле и вытекая из него с большой скоростью, создают необходимую для движения летательного аппарата силу тяги. [c.419] Так как процесс 34 есть процесс изоэнтропического расширения продуктов сгорания в сопле ракеты, то работа за цикл V—й = = 1/2(14)2—и)2 теоретически равняется располагаемой работе в процессе истечения. [c.420] Давление в камере сгорания жидкостного реактивного двигателя обычно составляет 20—25 бар, а скорость истечения газа Wi колеблется в пределах 2 100—2 400 Mj eK. [c.421] Достоинствами жидкостного реактивного двигателя являются независимость его работы от состояния окружающей среды, возможность полетов в безвоздушном пространстве, полная независимость тяги от скорости полета и, следовательно, возрастание мощности с увеличением скорости полета, простота конструкции и малая удельная масса (масса установки на 1 кг тяги). [c.421] Удельная масса современного жидкостного реактивного двигателя в 15—20 раз меньше, чем поршневого. [c.421] Недостатками жидкостных реактивных двигателей являются сравнительно низкая экономичность и ограниченный радиус действия самолета из-за необходимости иметь на самолете большие запасы не только топлива, но и окислителя. [c.421] Оба типа двигателей работают лишь в набегающем потоке воздуха поэтому летательные аппараты с этими двигателями нуждаются в принудительном запуске, который осуществляется при помощи стартовых жидкостных реактивных двигателей или пороховых ракет, а также специальных катапульт. [c.421] Для предварительного сжатия воздуха в бескомпрессорном прямоточном двигателе используется скоростной напор, создаваемый поступательным движением летательного аппарата. [c.421] В зависимости от скорости движения летательного аппарата возможны две схемы воздушно-реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей и для дозвуковых скоростей полета. [c.421] Постоянство давления в камере сгорания обеспечивают соответствующими размерами сечения канала на участке III IV. После сечения IV происходят расширение газа и увеличение скорости потока. [c.422] Так как поток на выходе из камеры сгорания является дозвуковым, то канал двигателя сначала суживается (участок IV V), а затем расширяется (участок V VI). В сечение V поток обладает скоростью звука с, соответствующей параметрам газа в этом сечении. [c.422] В выходной части сопла V VI происходит дальнейшее уменьшение давления от критического до давления окружающей среды ро в сечении VI. Соответственно скорость возрастает ст критической скорости в сечении V до сверхзвуковой в сечении VI. [c.422] Схема воздушно-реактивного двигателя для дозвуковых скоростей полета и характер изменения давления газа и скорости потока показаны на рис. 13-4. Надобность в первом — суживающемся—участке канала и последующем — расширяющемся — в этом случае отпадает, так как сжатие газа начинается со скорости, меньшей скорости звука, а расширение кончается при дозвуковой скорости. [c.422] Теоретический цикл воздушно-реактивного двигателя представлен в p—v координатах на рис. 13-5. Линия 1 2 соответствует процессу сжатия набегающего потока воздуха в диффузоре при движении летательного аппарата с большой скоростью, лишя 2 3 — изобарическому процессу подвода тепла при сгорании топлива, линия 3 — адиабатическому расширению продуктов сгорания в сопле, линия 4 I — охлаждению удаленных в атмосферу продуктов сгс рания до температуры окружающей среды. [c.422] Степень увеличения давления, а следовательно, и экономичность двигателя возрастают с увеличением скорости полета. [c.422] Здесь в числителе — располагаемая работа рабочего тела (условно принятого однородным и неизменным по массе), протекающего через проточную часть двигателя, а в знаменателе— подведенное от теплоот-датчика тепло. Таким образом, мы видим, что термический к. п. д. цикла воздушно-реактивного двигателя действительно соответствует внутреннему к. п. д., записанному в виде формулы (13-14). [c.423] Преимущество прямоточного двигателя состоит в простоте конструкции и его малом весе. В настоящее время двигатели этого типа используются в качестве вспомогательных для достижения самолетом больших скоростей полета. [c.423] На рис. 13-6 изображен в координатах р—v цикл воздушно-реактивного двигателя с подводом тепла при V = onst. Процесс / 2 соответствует сжатию воздуха в диффузоре при движении самолета. [c.423] Вернуться к основной статье