Цикл ПуВрд

В пульсирующих ВРД поступление воздуха в камеру сгорания в период сгорания прекращается при помощи специальных распре­делительных устройств. Это приводит к тому, что процесс сго­рания и истечение газов (продуктов сгорания) в этих двигателях имеют прерывистый характер, благодаря чему тяга создается отдельными чередующимися импульсами.

В 1906 г. русский инженер В.В. Караводин изобрел и запа­тентовал "А«парат дли получении пульсирующей струи газа значи­тельной скорости вследствие периодических взрывов горючих сме­сей".»По схеме, совершенно аналогичной этому аппарату, в Гер­мании во время второй мировой война были построены ПуВРД, устанавливаемые на самолетах-снарядах (ФАУ-1), В 1909 г. Антоно­вич предложил идею и схему ПуВРД и получил патент на летательный аппарат тяжелее воздуха с этим двигателем. Конструктивное устройство ФАУ-1 показано на рис. 21.3. Во входном устройстве 1 имеются специальные клапа­ны 2 в виде лепестков. При сообщении двигателю скорости, скоростной напор преобразуется в давление и когда топливо, подаваемое в камеру сгорания 3, через форсун­ку 4, принудительно воспламеняется, лепестки закрывают вход и горение происходит практически при постоянном объеме.

Р ис. 21.3. Устройство ФАУ-1

Продукты сгорания разгоняются в длинной выхлопной трубе и, приобретая кинетическую энергию, затем за счет своего скоростного напора создают разрежение в камере сгорания, лепестки открывают вход и скоростной напор сжимает новую порцию воздуха в камере сгора­ния, цикл повторяется. Частота циклов 50 герц.

Цикл ПуВРД аналогичен циклу ГТУ со сгоранием при v = const.

Линия 1-2 - –жатие воздуха во входном диффузоре; 2-3 - –зохорный подвод тепла в камере сгорания; 3-4 - –азгон выхлопных газов в трубе; 4-1 - –словная линия выброса в атмосферу и охлаж­дения в ней при атмосферном давлении продуктов сгорания.

Р ис. 21.4. Цикл ПуВРД

Аналитически , где π_д - степень повышения давления воздуха в диффузоре; λ - –тепень повышения давления в процессе сообщения тепло­ты в камере сгорания при v = const.

ПуВРД можно применять при меньших скоростях полета, чем ПВРД, но ненадежная работа клапанов в условиях высоких темпера­тур и неспособность на больших скоростях развивать требуемую тягу при приемлемых размерах ограничивает возможности его применения в авиации.

Цикл трд

Турбореактивные двигатели в настоящее время являются основными двигателями дли военных самолетов различного целевого назначения, обладающих как сверхзвуковыми, так и значительными дозвуковыми скоростями полета, В 1909 г. Н.Герасимов запатенто­вал реактивный двигатель, который, имея все основные элементы ТРД, явился прототипом последнего. В 1923 г. В.И. Базаров пред­ложил схему газотурбинного авиационного двигателя с центробеж­ным компрессором и со сгоранием при постоянном давлении. Турбина служит для привода компрессора и воздушного винта. Мень­шая часть воздуха из компрессора поступает непосредственно в камеры сгорания, а большая часть воздуха примешивается к про­дуктам сгорания для понижения их температуры до величины, до­пускаемой жаропрочностью материала лопаток турбины. Такая орга­низация рабочего процесса лежит в основе всех современных ГТД.

Рис. 21.5. Принципиальная схема ТРД

На рис. 21.5. приведена принципиальная схема ТРД. В диф­фузоре 1 (линия 1-2) происходит преобразование скоростного напора воздуха в давление. В компрессоре 2 (2-3) осуществляет­ся адиабатное сжа­тие воздуха, после чего в камере сгорания 3 (3-4) к нему подводится тепло при постоян­ном дав-

лении посредством топлива, подводимого через форсунки 6. Горячие газы, расширяясь адиабатно на газовой турбине 4 (4-5) совершают работу, потребляемую компрессором 2 и агрегатами. По выходе из турбины газ попадает в реактивное сопло 5 (5-6), в ко­тором происходит дальнейшее его расширение и преобразование по­тенциальной энергии давления в кинетическую; давление газа при этом уменьшается до атмосферного.

Рис. 21.6. Цикл ТРД

При этом скорость газов доходит до 600-700 м/с.

Работа на сжатие воздуха в диффузоре, эквивалентна пл. а12b. Если пренебречь работой агрегатов, то пл. b23d , эквивалентная работе компрессора, равна пл. c54d , которая соответствует работе, получаемой на турбине. Если же работа, потребляемая агрегатами, значительна, то пл. c54d больше в23d.

В результате разгона газа в реактивном сопле ему сообщает­ся кинетическая энергия, эквивалентная пл. а65с, а на двигателе развивается реактивная сила (тяга), распределенная по элементам поверхности турбины и реактивного сопла. Энергия, соответствую­щая пл. 123456, расходуется на продвижение аппарата в атмосфере. Причем, энергия, затрачиваемая на преодоление сопротивления трения о воздух, эквивалентна разности пл. a64d – a13d как разность энергий: полученной при расширении и затраченной при сжатии.

Из сказанного следует, что цикл ТРД принципиально ничем не отличается от цикла ГТУ со сгоранием при p = const. Следовательно, полученные ранее соотношения здесь также примени­мы: , где - общая степень повышения давления в диффузоре и компрессоре.

Очевидно, что чем выше скорость полета, тем выше степень повышении давления во входном диффузоре, а, следовательно и общая степень повышения давления, тем больше к.п.д. цикла ТРД.

В настоящее время эти двигатели все в большей степени применяются и для гражданских скоростных самолетов, имеющих скорости полета примерно от 800 км/час и выше.