Разработка новых типов авиационных ГТД

В планах развития авиационных силовых установок важное место занимают поисковые исследования новых схем двигателей, которые обеспечили бы дальнейший прогресс развития авиации в направлении повышения экономичности и расширения диапазона скоростей и высот полета ЛА.

В связи со значительным усложнением и удорожанием существующих авиационных двигателей становится актуальной проблема разработки двигателей, использующих новые физические принципы организации рабочего процесса в них и позволяющих обеспечить высокую экономичность при сравнительно простой конструкции. К их числу относятся прежде всего пульсирующие детонационные двигатели (ПуДД).

Как известно, пульсирующие ВРД применялись немцами еще во время второй мировой войны на самолетах-снарядах «Фау – 1», бомбардировавших Лондон. Но они имели низкие удельные параметры, малый ресурс и очень большой уровень шума. Однако, работая по циклу, близкому к циклу Хемфри (сгорание топлива при ), они в принципе могут иметь при прочих равных условиях существенно более высокий КПД, чем двигатели, работающие по циклу Брайтона. И вот, в результате ряда разработок проектов реактивных двигателей подобной схемы, но лишенных недостатков «Фау – 1» (в том числе и предложения основоположника теории ВРД Б.С. Стечкина) в последние годы ведутся экспериментальные исследования пульсирующего ВРД, объединяющего в себе работу по циклу, близкому к циклу , и процесс горения в детонационной волне, что позволяет получить в камере сгорания небольших размеров высокие давлении газов, сверхзвуковую скорость истечения и ультразвуковую частоту пульсаций, что обеспечивает высокую экономичность двигателя и отсутствие слышимого шума.

Другим перспективным направлением является разработка двигателей, которые обеспечили бы возможность полета при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. (Гиперзвуковыми принято называть скорости полета, соответствующие и более). Прямоточные (бескомпрессорные) ВРД имеют неплохие параметры при таких скоростях, но не могут самостоятельно разогнать до них ЛА. Определенные возможности в этом плане дает применение комбинированных двигателей. К их числу относятся турбопрямоточные (ТПД), ракетно-турбинные (РТД) и другие типы двигателей. Использование в одном двигателе двух различных циклов и организация рационального энергообмена между циклами, а также адаптивное управление рабочим процессом могут обеспечить улучшение характеристик силовых установок в широком диапазоне скоростей и высот полета.

Рис. 49.5

Турбопрямоточные двигатели сочетают в себе преимущества ТРДФ или ТРДДФ в диапазоне чисел M полета до 3,0...3,5 с преимуществами ПВРД при M_н>3,0...3,5, когда ГТД становятся неэффективными из-за существенного снижения производительности компрессора, вызванной снижением . Для этого они имеют два контура - турбореактивный и прямоточный (рис. 49.5). После общего воздухозаборника воздух (с помощью поворотных створок) на взлёте и при разгоне ЛА до трансзвука направляется только к компрессору ТРДФ, а при дальнейшем разгоне переключается одновременно и на вход в камеру сгорания расположенного рядом ПВРД. При дальнейшем разгоне до M_н ≈ 3,0...3,5 оба контура работают одноврменно, а затеи контур ТРДФ полность перекрывается. За форсажной камерой ТРДФ или за камерой сгорания ПВРД продукты сгорания (также через створки) направляются в общее реактивное сопло.

Ракетно-турбинные двигатели сочетают элементы ГТД и ЖРД.

Напомним, что в ЖРД компоненты жидкого топлива (горючее и окислитель) с помощью насоса под высоким давлением подаются в камеру сгорания. При этом в обычном ЖРД коэффициент избытка окислителя близок к единице, чем обеспечивается практически полное сгорание ракетного топлива и достигается весьма высокая температура продуктов сгорания (свыше 3000 К) что в сочетании с высоким давлением в камере позволяет получить весьма высокую скорость истечения газов из сопла.

Рис. 49.6. Схема ракетно-турбинного двигателя

В ракетно-турбинном двигателе, схема одного из вариантов которого изображена на рис. 49.6, горючее и окислитель подаются насосами 9 и 11 в камеру сгорания 2, подобную камере сгорания ЖРД. Эта камера сгорания играет роль газогенератора. Работая при значительном обогащении топливной смеси горючим, она выдает продукты сгорания, содержащие ещё большое количество способных гореть веществ и имеющие значительно более низкую температуру, чем в обычном ЖРД. Эти продукты сгорания поступают далее в турбину 3, вращающую компрессор 1, забирающий воздух через СВУ из атмосферы, сжимающий его (в дополнение к сжатию в СВУ) и подающий его далее в камеру сгорания 5, устроенную по типу форсажной камеры. В этой камере происходит дожигание оставшейся части несгоревшего ракетного топлива (поступающего через коллектор газовых форсунок 4) с использованием в качестве окислителя атмосферного воздуха, поступившего из компрессора.

Преимущество РТД по сравнению с ТРДФ ил ТРДДФ состоит в возможности получения значительно более высокой степени понижения давления в реактивном сопле, поскольку в воздушном контуре между компрессором и реактивным соплом нет турбины. За счет этого у РТД обеспечиваются существенно более высокие удельные тяги, особенно при больших скоростях полета, и они могут эффективно работать от взлета до чисел Mполета порядка 6…7 и более.