ВРД - очно

1.

Воздушно-реактивные
двигатели
(ВРД)
Ограничения винтовой авиации стали понятны уже в 30-е годы. Скорость
винтомоторных самолетов не могла превысить 650 км/час, а надо было
летать быстрее и выше. В ответ на этот запрос инженеры и ученые стали
искать новые способы движения. Одним из них стало реактивное движение.
Но ЖРД и РДТТ были не эффективны, т.к. нуждались в большой массе топлива
и работали недостаточно долго. Они могли использоваться только как
ускорители. Намного более перспективным представлялось использование
забортного воздуха в качестве одного из компонентов топлива – окислителя.
В связи с этим и началось бурное развитие ВРД.

2.

Определение
ВОЗДУ́ШНО-РЕАКТИ́ВНЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ (ВРД), тепловой реактивный
двигатель, в котором в качестве рабочего тела используется газовоздушная
смесь горючего и забираемого из атмосферы воздуха.
Сила тяги возникает в результате трансформации потенциальной энергии
окисления газовоздушной смеси в камере сгорания в кинетическую
энергию истечения рабочих газов из сопла.
Процесс трансформации энергии включает в себя процессы сжатия
воздуха, забираемого из атмосферы, подвода теплоты (сжигание топлива)
и расширения нагретого газа до атмосферного давления.
+ схема

3.

Впервые термин ВРД был использован в 1929 Борисом Сергеевичем
Стечкиным в статье «Теория воздушного реактивного двигателя»,
опубликованной в журнале «Техника воздушного флота».
Родился 5 августа 1891. Обучался в Императорском московском техническом
училище, посещал авиационный кружок своего дяди Н.Е.Жуковского,
параллельно работал в качестве инженера и конструктора. В 1918 окончил
МВТУ, вместе с Н.Е. Жуковским принимал участие в создании ЦАГИ, в 1918–
1930 — начальник винтомоторного отдела ЦАГИ.
В 1930–1937 — профессор и
заведующий кафедрой применения
авиамоторов МАИ,
С 1935 — заместитель начальника ЦИАМ, в 1943–1954 — заместитель
главного конструктора в ОКБ А.А.Микулина, в 1954–1961 — заведующий
лабораторией двигателей АН СССР, в 1961–1962 — директор Института
двигателей АН СССР, в 1963–1969 — научный руководитель отдела в ОКБ С.
П. Королёва.
Умер 2 апреля 1969 в Москве.
Доктор технических наук, профессор (1921), член-корреспондент (1946),
академик АН СССР (1953) по отделению технических наук (теплотехника).

4.

Экспериментальный истребитель с ВРД «126ПВРД» (1939 г.)
Ла-7 с ПВРД: самолет с
измененным крылом и
установленными под крылом
двумя прямоточными
реактивными двигателями
ВРД-430, обозначался Ла-126,
Скорость без ускорителя –
600 км/час
Эксперименты с установкой ВРД на поршневые истребители были начаты еще в предвоенные
годы. Конструктор Меркулов И.А. в 1939 году предложил использовать прямоточный
воздушно-реактивный двигатель в сочетании с собственной ВМГ для увеличения
максимальной скорости самолета. Первый ПВРД Меркулова из серии ДМ ("дополнительный
мотор") появился в августе 1939 года. Диаметр двигателя ДМ-2 составлял 400 миллиметров.
Средний прирост скорости после включения ПВРД составлял 30 км/ч. Расход топлива у ПВРД
был значительно большим, чем у поршневых двигателей – 20 кг в минуту.

5.

Первый самолет с ВРД - "Не 178"
Эрнст Хейнкель (авиапромышленник, инженер) – слева,
Ученый-физик Ханс Йоахим Пабст фон Охайн – справа.
Производитель
Heinkel
Главный конструктор
Эрнст Хейнкель
Первый полёт
27 августа 1939 года
Начало эксплуатации
1939 год
M=
2000 кг
V=
700 км/час
R=
500 кгс
Дальность =
200 км
Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) все поршневые винтомоторные истребители
своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч, но при этом был менее
экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были бо́льшие
скорости взлёта и посадки, чем у поршневых самолётов, из-за чего ему требовалась более
длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием.

6.

В СССР проект первого истребителя с
ВРД был разработан конструкторами
Архипом Михайловичем Люлькой и
Михаилом Ивановичем Гудковым в
1943 году. Но он был «зарезан»:
руководство советской авиационной
отрасли в то время не верило в
перспективы таких моторов (хотя
прототипы и образцы агрегатов уже
имелись).
Михаил Иванович Гудко́в (1904—1983) —
советский авиаконструктор и организатор
авиапромышленности, один из руководителей
конструкторского коллектива по созданию
истребителя ЛаГГ-3, главный конструктор по
самолётостроению (1939—1943), начальник
опытно-конструкторских бюро и главный
конструктор ряда крупных предприятий
авиационной промышленности СССР.
В 1934 году окончил МАИ самолётный
факультет по специальности «инженерконструктор».

7.

Ме-262
Производитель
Messerschmitt AG
Главный конструктор
Вильгельм
Мессершмитт
Первый полёт
18 июля 1942 года
Начало эксплуатации
апрель 1944 года
M=
7000 кг
V=
870 км/час
R=
2*900 кгс
Дальность =
750-1050 км

8.

Современные, высокоэффективные ВРД

9.

Двигатель НК-32
(Куйбышевский моторный завод,
под руководством Н.Д.Кузнецова)
ТУ-160, 275 т, 12000 км.
1977 год.
R=
14/25 тс
L/D =
7.4/1.8 м
M=
3650 кг
Gуд =
0.72 кг/кгc/час

10.

Семейство двигателей ПД-14…ПД-35
АО "ОДК Пермские моторы"
ПД-35
R=
35 тс
L/D =
8/3.1 м
M=
8000 кг
Gуд =
0.488 кг/кгc/час
ВРД – это вершина научно-технического и технологического прогресса!

11.

Двигатель JT9D - General Electric
Boeing 747 (320…520 мест, 397 т.)
1966 год.
JT9D
R=
21 тс
L/D =
3.2/2.3 м
M=
3900 кг
Gуд =
0.646 кг/кгc/час

12.

Двигатель JE90 - General Electric
Boeing 777 (305…550 мест,
262 т., 21 601 км!)
1995 год.
JE90-115B
R=
52 тс
L/D =
7.3/3.4 м
M=
7500 кг
Gуд =
0.525 кг/кгc/час

13.

Микро - ТРД
P200-SX
R=
0.7 – 23 кгс
L/D =
0.35/0.13 м
M=
2.5 кг
N=
33…130 тыс. об/мин
Gуд =
0.34 - 1.9 кг/кгc/час

14.

Удельный расход топлива
Удельный расход топлива - отношение расхода топлива (на единицу расстояния или времени)
к мощности, к тяге, к массе груза для грузовых перевозок или на одного человека при пассажирских
перевозках.
Используется как характеристика топливной эффективности двигателей, а также транспортных
средств в грузопассажирских перевозках.
Единица измерения удельного расхода топлива зависит от выбора единиц для параметров,
входящих в определение (объём или масса топлива, расстояние или время, мощность или тяга,
масса груза или количество пассажиров).
Для авиационных двигателей в качестве показателя топливной эффективности
используется размерность [кг/кгс/час]:
+ дальность, скорость, мощность
Сверхзвуковые
1-3
Пассажирские
0.2-0.7
Микро-ВРД
0.3-2
14

15.

Турбореактивные двигатели
(ТРД)

16.

Принцип действия и устройство ТРД

17.

Входное устройство — это расширяющийся канал, в котором происходит подвод
воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия
входящего воздуха частично преобразуется в давление.
Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха.
Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения
давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц.
Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов
Цельсия).
Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора)
подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания может
достигать 2000 градусов Цельсия. Подвод тепла осуществляется при постоянном
давлении, определяемом степенью сжатия компрессора.
Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в
энергию привода компрессора, т.е. в механическую работу на валу. Турбина и компрессор
находятся на одном валу и жестко связаны между собой.
Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной
энергии газа (оставшийся после турбины) в кинетическую. Как и в турбине, в сопле
происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет
самолёт.

18.

19.

Цикл Брайтона в P-V координатах
Н-В — процесс сжатия во входном устройстве
В-К — процесс сжатия в компрессоре
К-Г — изобарический подвод тепла
Г-Т — процесс расширения газа в турбине
Т-С — процесс расширения газа в сопле
С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

20.

Турбореактивные двухконтурные
двигатели
(ТРДД)

21.

Внешний контур,
до 80% тяги !!!
Внутренний контур
(+) Высокая эффективность (R = G*V, N = G*V2)
(+) Малый уровень шума (уменьшается с ростом степени двухконтурности)
(-) Малая скорость истечения и, соответственно, полета самолета

22.

Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха
во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных
двигателях это число переступает за 12 единиц.

23.

24.

25.

Акустическое излучение генерируется во всех элементах двигателя: вентиляторе, компрессоре, камере сгорания,
турбине и в реактивном сопле. Мощным источником шума является реактивная струя, излучение которой образуется
при ее смешении с окружающей средой, т. е. вне двигателя.
У двигателей с высокой степенью двухконтурности (m > 3) наиболее мощным источником акустического излучения на
всех режимах работы двигателя является вентилятор. Далее по уровню акустической мощности располагаются
реактивная струя, камера сгорания и турбина.

26.

1 – Излучение с дискретным спектром на гармониках частоты
следования лопаток РК F = n * z / 60, где n – обороты РК
вентилятора об/мин, z – число лопаток РК,
2 – излучение с дискретным спектром на гармониках роторной
частоты fрот = k * n, где к = 1,2,3… - номер гармоники;
3 – спектральный максимум широкополосного излучения
реактивной струи.

27.

Турбовинтовые двигатели
(ТВД)

28.

Принцип работы такой же, как у ТРД, с разницей в том, что практически вся энергия газа расходуется на
вращение компрессора и воздушного винта. Винт создаёт основную долю тяги (до 90%).
Оставшаяся, после турбины, часть энергии направляется в сопло, образуя реактивную тягу, но она мала (до
10%). Редуктор в этой схеме нужен для того, чтобы понизить обороты и передать момент, так как турбина
может вращаться с очень высокой частотой, например, 10000 оборотов в минуту, а винту нужно только 1500 и
винт достаточно тяжелый.
Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не
очень большими скоростями (500-600 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком
случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее одноконтурного ТРД.

29.

30.

Благодаря воздушному винту создается тяга, но у каждого винта есть свои ограничения в
скорости. Идеальная скорость вращения винта составляет 750-1500 оборотов в минуту, При
такой частоте вращения КПД винта самый большой. Если скорость заходит за эти пределы,
КПД начинает быстро падать, винт начинает приносить не повышение скорости, а наоборот
начинает работать как тормоз. Такую особенность называют «эффект запирания». Он
происходит из-за того что часть поверхности лопастей двигается быстрее скорости звука, из-за
чего винт начинает работать не эффективно.

31.

ТУ-95, 180т, груз – 12 т,
750 км/час, 12000 км.
НК-12
1952 г.
R=
10 тс
L/D/Dв =
6/1/5.6 м
M=
2900 кг
Nв/Nт =
780/8600 об/мин
Gуд =
0.33 кг/кгc/час
АН-22 («Антей»), 205 т,
груз – 80 т, 560 км/час,
5200 км.

32.

Прямоточные
воздушнореактивные
двигатели
(ПВРД)

33.

М=0.5…2
М=3…5
М>5

34.

К_возд = 1.4
М=1.5…2
М=3…5
КПД (0.5М) = 4.7%
М>5

35.

М=1.5…2
М=3…5
М>5

36.

КПД (4М) = 75%
М=1.5…2
М=3…5
Lockheed M-21 с установленным
D-21
Lockheed D-21 — американский разведывательный беспилотный летательный
аппарат (БПЛА).
Был способен достигать скоростей более М=3,6 на высоте более 30 км и дальности
более 2000 километров.
5 марта 1966 года был выполнен первый пуск D-21A.
Выведен из эксплуатации в середине 1970-х годов.
М>5

37.

М=1.5…2
М=3…5
КПДМ(10М)
> 5 = 95%

38.

Классификация