ДЕПАРТАМЕНТ ПО АВИАЦИИ

МИНИСТЕРСТВА ТРАНСПОРТА И КОММУНИКАЦИЙ

РЕСПУБЛИКИ БЕЛАРУСЬ

Минский государственный высший авиационный колледж

РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Учебно-методическое пособие

Минск 2011

1

УДК 629.7.036 ББК 39.551.4 Р 31

С о с т а в и т е л и:

А. И. РИПИНСКИЙ О. М. ПЛЯЦ

Р е ц е н з е н т

Е. В. БУКО Старший преподаватель кафедры

«Техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей»

Одобрено и рекомендовано к изданию Научно-методическим советом МГВАК (протокол от 12 мая 2011 года № 9)

Р 31 Реактивные двигатели: учебно-методическое пособие / сост.: А. И. Рипинский, О. М. Пляц,. – Минск: МГВАК, 2011. – 88 с.

В пособии представлены общие сведения о реактивных двигателях и принципе их работы, отражены основные законы и расчетные соотношения реактивного движения, рассматриваются виды топлива, используемого для реактивных двигателей, вытеснительная и насосная системы подачи топлива. Издание предназначено для курсантов (студентов) специальности «Техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей», может использоваться курсантами (студентами) всех специальностей при изучении дисциплины «Введение в специальность».

© МГВАК, 2011 2

ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Реактивный двигатель является основой силовой установки,

используемой для движения воздушных судов (ВС).

Реактивное движение является одним из видов перемещения,

которое осуществляется за счет кинетической энергии вещества,

выбрасываемого из движущегося тела.

История развития реактивного движения берет свое начало

с девятнадцатого столетия. Еще в 1913 году французский инженер

Рене Лорен предложил прямоточный реактивный двигатель и

получил на него патент. Впоследствии подобные проекты были

выдвинуты в 1928 году в Венгрии и в 1933 году во Франции. Однако

ни одна из предложенных идей не была претворена в жизнь.

Изобретатели потерпели неудачу не потому, что принципы действия

таких двигателей были не известны, а потому что фактически ничего

не знали об аэродинамике больших скоростей рабочего тела. Только

через 32 года после появления идеи Лорена состоялись испытания

воздушного судна с прямоточным двигателем, способным развить

тягу, превышающую силу лобового сопротивления. Эти испытания

были успешно проведены в июне 1945 года лабораторией прикладной

физики университета Джона Гопкинса.

3

Предшественником современного турбореактивного двигателя

(ТРД) был не тепловой, а механический реактивный двигатель.

В 1927 году итальянское министерство авиации начало

исследование в целях определения возможности приведения в

движение воздушных судов путем установки обычных воздушных

винтов в канале, имеющем форму реактивного сопла. Эта установка с

«туннельным пропеллером» являлась разновидностью механического

реактивного двигателя. Испытания воздушного судна с этим

«туннельным пропеллером» показали, что машина обладала

отличными маневренностью и устойчивостью, хотя ее общие летные

характеристики были весьма посредственными. В 1932 году

итальянец Кампини сконструировал и позже провел летные

испытания воздушного судна с тепловым реактивным двигателем.

Однако его двигатель не был турбореактивным, так как компрессор

двигателя приводила в движение не газовая турбина, а обычный

двигатель внутреннего сгорания.

Вскоре в различных странах начали появляться улучшенные

реактивные двигатели. Молодой английский инженер, офицер

королевских военно-воздушных сил Фрэнк Уиттл, еще в 1930 году

получил патент на турбореактивный двигатель. В этом двигателе

была уже газовая турбина; для приведения ее в действие

использовались продукты сгорания топливной смеси.

7 апреля 1941 года воздушное судно Глостер «Пионер» с двигателем

Уиттла прошло рулежные испытания и пролетело около 150 метров

на высоте примерно 2 метра. 15 мая 1941 года состоялось первое

официальное летное испытание этого же воздушного судна с

4

реактивным двигателем, которое продолжалось 17 минут. После этих

успешных полетов ВВС США послали в Англию группу

специалистов для изучения двигателя. Дальнейшая разработка

двигателя проводилась по совместному англо-американскому

проекту. К этому времени воздушные суда с реактивными

двигателями в 15 полетах налетали только 10 часов.

Разработка турбореактивных двигателей в США

сосредоточилась в компании «Дженерал электрик», так как она имела

опыт в разработке и производстве турбокомпрессоров. В настоящее

время ТРД строятся и разрабатываются почти всеми фирмами,

занимающимися созданием авиационных двигателей. ТРД является

единственным воздушно-реактивным двигателем, с которым

воздушное судно может взлетать без помощи ускорителя.

Другим воздушно-реактивным двигателем является

пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. Патент на двигатель

этого типа был впервые получен немецким инженером в 1930 году,

но хорошо работающий пульсирующий двигатель был создан только

во время второй мировой войны в качестве силовой установки

немецких беспилотных воздушных судов типа ФАУ-1. Скорость,

развиваемая этим воздушным судном, достигала 725 км/ч.

В 1940 году фирма «Дженерал моторс корпорейшн» заключила

контракт на производство и разработку оснащенных реактивными

двигателями управляемых беспилотных воздушных судов,

окончательный вариант которых имел телевизионное командное

управление. Многочисленные испытания этих воздушных судов

проводились в 1941 – 1942 годах. Результаты испытаний показали

5

необходимость разработки новых типов беспилотных воздушных

судов с реактивными двигателями. Во время второй мировой войны в

Германии были разработаны беспилотные воздушные суда с

жидкостным двигателем (ЖРД). Первое американское беспилотное

ВС с реактивным двигателем было разработано и изготовлено

в 1945 году. Для сверхзвуковых беспилотных ВС перспективными

являются жидкостные реактивные двигатели. Исследования показали,

что для высот до 21000 м перспективными являются прямоточные

воздушно-реактивные двигатели.

ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ И РАСЧЕТНЫЕ СООТНОШЕНИЯ

РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ Любое тело, движущееся в газообразной среде, работает на

реактивном принципе, если оно является самодвижущимся.

Для понимания принципов реактивного движения важно

математически проанализировать способ образования тяги

реактивного двигателя. Известно, что тяга есть сила, вызывающая

или изменяющая движение тела.

Второй и третий законы Ньютона являются основными

законами, на которых основано реактивное движение.

Второй закон Ньютона определяет, что когда неуравновешенная

сила действует на тело, то она вызывает ускорение тела в

направлении действия силы. Созданное ускорение прямо

пропорционально неуравновешенной силе и обратно

6

пропорционально массе тела. Следовательно, выражение для силы

будет иметь вид:

F = ma, (1)

где F − неуравновешенная сила, Н;

m − масса тела, кг;

a – созданное ускорение, м/с2.

Для любой данной массы сила притяжения Земли, действующая

на массу, меняется с изменением географического положения массы

или ее расстояния от центра Земли. Эта притягивающая сила,

проявляемая Землей, называется весом. Вследствие изменения веса

вещества для определения массы используют следующее

математическое выражение:

Gm g= , (2)

где m – масса вещества, кг;

G – вес вещества, H;

g – ускорение свободного падения (силы тяжести), м/с2.

G и g изменяются таким образом, что масса m сохраняется

неизменной.

По определению, ускорение a – есть изменение скорости

движения в единицу времени и может быть выражено следующим

образом:

2 1v va t−

= , (3)

где v1 – начальная скорость некоторой массы;

v2 – конечная скорость той же самой массы; 7

t – время, необходимое для изменения скорости от v1 до v2.

Теперь уравнение (1) можно записать в виде:

2 1mv mvF t

−= . (4)

Так как mv называется количеством движения, то можно

заключить, что тяга реактивного двигателя равна скорости изменения

количества движения рабочего тела.

Выражение (4) часто записывают как

F = M(v2 − v1), (5)

где М = m / t – массовый расход рабочего тела, кг/с.

Подставляя выражение (2) в выражение (1), второй закон Ньютона

можно записать следующим образом:

.TGF ag= (6)

Применяя это уравнение к реактивному двигателю, силу F

считают неуравновешенной силой, которая придает ускорение

рабочему телу при его прохождении через выходное сопло, а a −

ускорением тела.

Согласно третьему закону Ньютона тяга Р двигателя равна и

противоположна неуравновешенной силе F.

Пусть GT равен общей массе рабочего тела, протекающего через

сопло при работе реактивного двигателя, и пусть t равно общему

требуемому времени. Тогда GT / t будет равно секундному массовому

расходу потока. Обозначая GT / t = ω, можно получить следующее

уравнение для тяги: 8

2 1ω ( )Р v vg= − , (7)

где Р – тяга, Н;

ω – секундный массовый расход топлива;

v1 – начальная скорость рабочего тела;

v2 – конечная скорость рабочего тела;

g – ускорение свободного падения (земного притяжения).

Уравнение (7) может применяться не только для расчета силы,

действующей на рабочее тело, но также для определения тяги,

заставляющей реактивный двигатель поступательно двигаться в

пространстве.

Пример применения второго закона Ньютона показан на рисунке 1.

Рисунок 1

Слева показано тело массой 9,81 кг, на него действует сила в 200

Н, которая создает ускорение 20 м/с2. Тело, помещенное в центре,

имеет массу вдвое больше предыдущей, но на него действует такая

же сила 200 Н. Ускорение, сообщаемое телу, в этом случае равно

только 10 м/с2.

Приложенная

сила 100 H

Приложенная

сила 200 H

Приложенная

сила 200 H

m = 9,81 кг m =19,62 кг m = 9,81 кг

9

Справа показано тело массой 9,81 кг, но приложенная сила

уменьшилась до 100 Н. Ускорение в этом случае также уменьшилось

по сравнению с левым телом и равно 10 м/с2.

В реактивном двигателе, показанном на рисунке 2, реактивная

сила возникает в результате химической реакции между воздухом и

топливом. Однако результирующее ускорение, переданное рабочему

телу, выражается в изменении скорости рабочего тела от v1 до v2.

Тяга, которая перемещает двигатель вперед, равна, но

противоположна по направлению силе, которая перемещает рабочее

тело назад.

Рисунок 2

В ракетном двигателе, когда рабочее тело, или топливо,

находится на борту воздушного судна, начальная скорость равна

нулю. Таким образом, выражение для тяги ракетного двигателя будет

иметь вид:

2ωР vg= . (8)

Струя газов

Запальная свеча

Горючее

Воздух

10

Следует заметить, что тяга всегда выражается в единицах

силы (ньютонах), а не в единицах работы или мощности. Реактивный

двигатель, работающий на стенде, не перемещается, т. е. у него v = 0,

поэтому он не производит работу и не развивает мощность. Тяговую

мощность для движущегося воздушного судна с реактивным

двигателем можно вычислить с помощью следующего соотношения:

РТ = Р · v ,

(9)

где РТ – тяговая мощность двигателя;

v – скорость ВС;

Р – тяга ВС.

Иногда думают, что при работе реактивного двигателя, особенно

ракетного, истекающие газы сообщают тягу воздушному судну,

отталкиваясь от наружного воздуха. Это не так, ибо воздух не имеет

возможности помочь движению ВС. Он препятствует движению,

создавая сопротивление и мешая быстрому прямому истечению

газов.

Тяга ВС с реактивным двигателем состоит из суммы двух

составляющих. Первая составляющая − изменение количества

движения рабочего тела, равна произведению удельного расхода

топлива и скорости истечения его относительно воздушного судна.

Вторая составляющая – давление, равное произведению площади

поперечного сечения истекающей из ВС реактивной струи и разности

давления на выходе из реактивного двигателя и атмосферного

давления.

Основное уравнение для тяги двигателя имеет вид:

11

в в вaω ( )Р v p p Sg= + − , (10)

где Р – развиваемая тяга;

ω – секундный расход топлива;

g – ускорение свободного падения;

vв– скорость газов на выходе реактивного двигателя;

pа – атмосферное давление;

pв – давление газов на выходе из реактивного двигателя;

Sв – площадь поперечного сечения газовой струи.

Когда атмосферное давление равно давлению в струе газов, то

второй член выражения (10) становится равным нулю и тяга будет

в

ωР vg= . (11)

Эта формула представляет выражение максимальной тяги для

данного топлива и давления в камере сгорания двигателя.

Реактивный двигатель, конструкция сопла которого допускает

расширение продуктов сгорания топлива до давления окружающей

атмосферы, называется двигателем с оптимальной степенью

расширения сопла.

Так как изменение атмосферного давления влияет на тягу,

необходимо учитывать изменение тяги реактивного двигателя

относительно высоты. Изменение тяги за счет разности давлений

вследствие изменения высоты составляет от 10 до 30 % общей тяги.

Следовательно, можно сделать следующие выводы:

• внешнее давление уменьшает тягу;

12

• ракетные двигатели работали бы более эффективно в вакууме,

где атмосферное давление равно нулю.

КЛАССИФИКАЦИЯ

РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Ракетные двигатели (рисунок 3, а) содержат все необходимые

для их работы топливные компоненты, т. е. горючее и окислитель.

Окислитель имеет в своем составе кислород, требующийся для

горения топлива, поэтому работа ракетного двигателя не зависит от

атмосферного воздуха. В воздушно-реактивных двигателях (ВРД) среда (воздух), в

которой ВС летит, попадает в двигатель, ускоряется и затем

истекает.

В турбореактивном (ТРД) и турбовинтовом (ТВД) двигателях

рабочее тело (воздух) сжимается при помощи механического

компрессора, смешивается с горючим и сжигается. Продукты сгорания

истекают через выходное сопло. Сжатие обычно осуществляется

рабочим колесом компрессора, вращаемым турбиной.

Турбореактивный и турбовинтовой двигатели на рисунке 3, б, в

дают представление о принципе их устройства. Горячие газы, которые

получаются при сгорании топлива в камере сгорания, поступают на

лопатки газовой турбины, заставляя ее вращаться. Вращательное

движение через вал передается рабочему колесу компрессора.

13

Рисунок 3 − Типы реактивных двигателей:

а – реактивный двигатель, содержащий горючее и окислитель (от воздуха независим); б – турбореактивный двигатель (от воздуха зависим); в – турбовинтовой реактивный двигатель (от воздуха зависим); г – прямоточный воздушно-реактивный двигатель (от воздуха зависим); д – пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (от воздуха зависим); 1, 5, 16, 19 – камера сгорания; 2, 7, 15 – сопло; 3, 10 – окислитель (кислород воздуха); 4 – компрессор; 6, 11 – турбина; 8, 1 2, 1 7, 20 – бак с горючим; 9 – воздушный винт; 13 – редуктор; 14, 18 – диффузор

Горючее

Окислитель

1 2

3

4 5 6

7

8 9

10 11

12 13

14 15

16

17

18

Скоростной напор воздуха

19

Прерывистый поток воздуха, поступающий через клапаны

20

Прерывистый впрыск горючего

а

б

в г

д

14

Другим типом воздушно-реактивного двигателя является

прямоточный реактивный двигатель, показанный на рисунке 3, г,

в котором сжатие рабочего тела достигается посредством

соответствующей конструкции воздухозаборника. В нем также

происходит горение, после которого следует расширение газов

через выходное сопло с большой скоростью.

Третьим типом воздушно-реактивного двигателя является

пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (рисунок 3, д). В

этом двигателе также повышается давление и изменяется скорость

рабочей среды посредством соответствующей конструкции

воздухозаборника. Он отличается от двух предыдущих типов тем, что

поток воздуха и топлива является прерывистым или циклическим.

ТОПЛИВО ДЛЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Ранее было сказано, что тяга получается в результате энергии,

освобожденной в реактивном двигателе. Большое количество

доступной энергии содержится в определенном горючем. Когда

горючее вступает в химическую реакцию в двигателе, то создает тягу

для движения воздушного судна. Совокупность горючего и

окислителя, которые вступают в реакцию, называется топливом

реактивного двигателя. Большое количество газов под большим

давлением и с высокой температурой выделяется в камере сгорания в

результате химической реакции горючего и окислителя в

определенное время и с определенной скоростью. Полученная таким

15

образом тепловая энергия преобразуется в кинетическую энергию в

выходном сопле или удлинительной трубе. Двигатель, который

должен работать в вакууме, дает больше энергии, чем поршневой

двигатель, и при этом имеет всего несколько движущихся частей (или

даже совсем не имеет их), использует в качестве топлива

определенные, очень сложные химические соединения. Реактивные

двигатели могут работать на таких широко распространенных видах

топлива, как керосин, газолин, спирт, порох и угольная пыль. Однако

получение желаемого результата зависит от правильного выбора

комбинации «горючее-окислитель» с учетом теплотворной

способности топлива и выгодности его использования. По

физическому состоянию топливо может быть твердым, жидким,

газообразным или их комбинациями. В основном применяют

твердые, жидкие виды топлива и их комбинации. Газы используются

редко, так как они дают меньше энергии.

Термины, относящиеся к топливу реактивных двигателей

Для сравнения различных видов топлива обычно пользуются

понятием полного импульса, равного произведению тяги двигателя

на время горения топлива:

т ,I Р t= ⋅

где тI – полный импульс;

Р – тяга двигателя;

t – время горения топлива.

16

Твердые виды топлива обычно оцениваются или сравниваются

по удельному импульсу. Удельный импульс есть импульс,

произведенный одним килограммом топлива:

туд

т

II m= ,

где Iуд – удельный импульс;

Iт – полный импульс;

mт – масса топлива.

В основу сравнения жидких видов топлива положена удельная

тяга. Удельная тяга является эквивалентом удельного импульса для

твердых видов топлива, но определяется как произведенная тяга в

предположении, что топливо расходуется со скоростью 1 кг/с.

Удельная тяга может быть выражена следующим образом:

уд ωРР = ,

где Руд − удельная тяга, Н·с/кг;

Р – тяга, Н;

ω – секундный расход топлива, кг/с.

Удельный расход топлива является другой характеристикой,

весьма важной для жидкостных ракетных двигателей. Это величина,

обратная удельной тяге и выражающая секундный расход топлива,

необходимый для получения одного ньютона тяги.

.

Другими терминами, которые нужно знать, являются

17

коэффициент соотношения компонентов топлива и скорость его

истечения.

Коэффициент соотношения компонентов топлива показывает

относительное количество окислителя и топлива в топливной смеси.

Он представляет собой отношение расхода окислителя к расходу

горючего. Скорость истечения определяется теоретически на основе

энергосодержания компонентов топливной смеси.

Действительная скорость выходящих газов является меньше,

чем теоретическая, так как ни один реактивный двигатель не может

полностью преобразовать энергию, содержащуюся в топливе, в

скорость истечения. Таким образом, иногда применяется термин

эффективная скорость истечения, которая определяется как

отношение тяги к массовому расходу топлива, т. е.

эф ,Рmv =

где m – массовый расход топлива, кг/с.

Твердое ракетное топливо

Твердое ракетное топливо состоит из горючего, обычно

углеводорода, и окислителя, который содержит большой процент

кислорода. Эти вещества смешиваются так, чтобы получилось

твердое топливо желаемых физических и химических характеристик.

Конечным продуктом считается шашка. Такие шашки могут быть

объединены в единое целое. Идеальное твердое топливо должно

обладать следующими характеристиками:

18

• изготавливаться из недефицитных веществ;

• быть безопасным и удобным в обращении;

• быть устойчивым к ударам и изменениям температуры;

• хорошо воспламеняться и устойчиво гореть;

• иметь постоянную поверхность горения;

• быть негигроскопичным;

• быть бездымным;

• не давать пламени.

Трудно изготовить топливо, которое обладало бы всеми этими

характеристиками.

Классификация твердого топлива

Пороховые шашки могут быть разделены на два типа:

бронированные и небронированные. При бронировании часть

поверхности пороховой шашки всегда покрыта препятствующим

горению составом. При управлении поверхностью горения таким

способом увеличивается время горения, и в камере сгорания

устанавливается давление, определенное для данного типа шашек.

Горение сигареты может служить примером горения бронированной

шашки, если рассматривать покрытую бумагой часть как

бронированную. Небронированные шашки горят по всей поверхности

одновременно. Можно утверждать, что небронированные шашки

создают большую тягу и в короткий промежуток времени, а

бронированные – мéньшую, но в более длительное время.

Горение твердого топлива может изменяться в зависимости от

19

химического состава, начальной температуры топлива, температуры

камеры сгорания, скорости газа, прилегающего к поверхности горения,

давления в камере сгорания, размеров и формы шашек. Шашка

твердого топлива может гореть таким образом, что площадь горения

остается неизменной и дает постоянную тягу. Такой тип горения

называется нейтральным. Шашка может гореть также с увеличением

поверхности горения, и в этом случае говорят о прогрессивном

горении. Если же в процессе горения поверхность горения шашки

уменьшается, то имеем дело с дегрессивным горением. Скорость

горения твердого топлива есть скорость, с которой шашка сгорает. Она

является линейной мерой сгоревшей части шашки в направлении,

перпендикулярном к поверхности горения, и выражается в см/с.

Форма пороховых шашек

Как было сказано ранее, тяга зависит от массового расхода и

скорости истечения продуктов горения. Для получения большой тяги

необходима большая площадь горения, чтобы получить большой

массовый расход. Меньшая площадь горения дает меньший массовый

расход и меньшую тягу. Поэтому изменением геометрической формы

и устройства шашек можно влиять на тягу, развиваемую данным

количеством топлива в данной камере сгорания.

На рисунке 4 показаны формы некоторых применяемых шашек.

На рисунке 4, а показана бронированная шашка. Это твердый цилиндр,

который полностью заполняет камеру сгорания и горит только с

торца. Его называют торцовым цилиндром. Тяга пропорциональна

площади поперечного сечения шашки, а время горения – ее длине.

20

Рисунок 4 − Формы шашек твердого топлива: а – бронированный корпус, горящий с торца; б – небронированный корпус в виде

пустотелого цилиндра; в – небронированный корпус крестообразной формы; г – корпус, состоящий из нескольких небронированных шашек;

д – бронированный корпус со звездным центром

а

б

в

г

д

21

На рисунке 4, б показана небронированная шашка. Такие шашки

обычно пустотелые и горят как с внешней, так и с внутренней

поверхности. Тяга, как и в первом случае, пропорциональна площади

горения. Так как во время горения внутренняя площадь

увеличивается, а внешняя – уменьшается, то можно получить почти

постоянную площадь горения. Время горения в пустотелой шашке

зависит от толщины ее стенки. Эта шашка известна как

небронированная пустотелая, цилиндрическая.

Недостатки пороховых шашек

Одним из них является чувствительность шашек к температуре.

Начальная температура шашки заметно воздействует на ее рабочие

характеристики. Одна и та же шашка дает большую тягу в жаркий

день, чем в холодный. Шашка, разработанная для получения тяги

1000 Н при 27 °С, может дать только 600 Н тяги при −1°С.

Начальная температура также оказывает влияние на скорость

горения. Поэтому шашки необходимо хранить до момента

применения при определенных температурных условиях.

Температура оказывает воздействие и на физическое состояние

порохов. При очень низкой температуре шашки некоторых порохов

становятся хрупкими и могут растрескаться. Трещины в шашке

увеличивают площадь горения, вследствие чего увеличивается и

давление в камере сгорания. Если это давление превысит расчетное,

то может произойти взрыв двигателя. Порох, который подвергается

воздействию высокой температуры до горения, может размягчиться,

что приводит к неудовлетворительным рабочим характеристикам.

22

Температурный диапазон для большинства обычных порохов

находится в пределах от – 4 до + 50 °С.

Давление, при котором происходит горение, также играет

большую роль в характеристиках твердого топлива. При уменьшении

определенного давления в камере сгорания горение становится

неустойчивым. Некоторые пороха не будут гореть при нормальном

атмосферном давлении. Обычно давление в камере сгорания для

порохов должно быть относительно высоким. Для пороха данного

состава и поверхности горения давление в камере сгорания

определяется площадью критического сечения сопла. Если эта

площадь слишком велика, то необходимое давление в камере

сгорания не может поддерживаться и горение будет неустойчивым.

Тенденция к разложению и гигроскопичность являются

недостатком порохов, но они сводятся к минимуму путем введения в

состав пороха различных веществ, называемых добавками.

Виды твердого топлива

Черный (дымный) порох. Этот порох применяется очень давно.

Приблизительное процентное соотношение составных частей

следующее:

Азотнокислый калий (KNO3) – селитра ...……… 61,6 %

Древесный уголь (С) ………………………………. 23,0 %

Сера (S) ……………………………………………... 15,4 %

Как сера, так и древесный уголь легко вступают в реакцию с

кислородом. Азотнокислый калий содержит кислород. Эти вещества

хорошо смешиваются при применении таких веществ, как клей или 23

масло, в качестве связующего элемента. При воспламенении черного

пороха азотнокислый калий выделяет кислород, который реагирует с

углем и серой, причем при этой реакции происходит интенсивное

выделение тепла и образование большого объема газов (двуокиси

углерода и двуокиси серы). Эти газы истекают с большой скоростью

через сопло.

Черный порох имеет удельный импульс примерно 65 Н·с/кг и

в основном применяется в сигнальных патронах и для

поджигания шашек, изготовленных из других порохов. Он не

является мощным порохом, так как чувствителен к температуре

хранения и часто трескается. Скорость истечения газов относительно

низкая – 460 … 760 м/с.

Баллистит является двухосновным порохом, так как содержит

два химических основания: нитроцеллюлозу и нитроглицерин. Он

также содержит в небольшом количестве добавки, причем каждая из

них выполняет особые функции (таблица 1). Добавка, поглощающая

газообразные продукты медленного разложения, понижает

способность пороха поглощать влагу при хранении. Пластификатор

служит связующим элементом. Стабилизатор горения добавляется

для поглощения тепла реакции и предотвращения быстрого

термического разложения несгоревшей части шашки. Пламегаситель

охлаждает выходящие газы до их выхода в атмосферу, предотвращая

догорание их в струе.

Баллистит имеет удельный импульс примерно 210 Н·с/кг и

характеризуется тем, что образующиеся при горении газы бездымны.

С течением времени он разлагается, поэтому желаемая температура

24

Таблица 1 – Состав баллистита

Химическое вещество Содержание, % Назначение Нитроцеллюлоза C24H40O20(NO3)

51,38 Взрывчатое вещество

Нитроглицерин C3H5(NO3)3

43,38 Взрывчатое вещество

Диэтилфталат 3,09 Пластификатор

Азотнокислый калий 1,45 Пламегаситель

Дифениламин 0,07 Стабилизатор

Нигрозин 0,10 Стабилизатор горения

его хранения от 5 до 50 °С. Составные части баллистита могут

детонировать и токсичны. Процесс производства баллистита труден и

опасен.

Гальсит состоит из 25 % битумно-масляной смеси, которая

является топливом и связующим веществом, и 75 % хлорно-

кислого калия KCIO4, который является окислителем. По внешнему

виду гальсит похож на гудрон.

Рекомендуемый температурный диапазон запуска ракетного

двигателя от 5 до 38 °С. Его удельный импульс равен примерно

186 Н·с/кг, а процесс изготовления относительно прост. Диапазон

температуры хранения от – 23 до + 50°С. Негигроскопичен. Главный

недостаток гальсита − при его горении образуется густое облако

белого дыма.

25

Пороха NDRC. Типичный состав – примерно равные части

пикрата аммония и азотнокислого натрия (по 46,5 %) и 7 %

связующего вещества (в основном карбамидной смолы). Этот порох

очень устойчив к изменениям температуры, но азотнокислый натрий

поглощает влагу из атмосферы, что приводит к размягчению и

механической непрочности шашки. Поэтому при хранении он должен

тщательно изолироваться от воздуха. При горении происходит

обильное дымообразование.

Сравнение порохов

В таблице 2 дается общее сравнение трех последних типов

порохов.

Таблица 2 – Сравнительный анализ порохов

Параметр Баллистит NDRC Гальсит Удельный импульс,

Н·с/кг 210 160 186

Скорость истечения, м/с

2100 1600 1800

Плотность, г/см3 1,63 1,62 1,76 Чувствительность к

изменениям температуры

Высокая Средняя Средняя

Диапазон температур, °С

Ограничен высокой температурной

чувствительностью От −40 до +60 От −23 до +50

Скорость горения, см/с

3,55 0,64 4,1

Температура в камере сгорания, °С

2700 – 3200

1650 – 1925 1650 – 1925

26

Жидкое ракетное топливо

В противоположность твердому топливу, которое хранится

прямо в камере сгорания двигателя, жидкое топливо впрыскивается в

камеру сгорания из бортовых баков. Жидкостный ракетный двигатель

имеет большую продолжительность работы, чем пороховой, и может

на определенное время выключаться. Горение может быть

остановлено и возобновлено в желаемых интервалах с помощью

управления подачей топлива, состоящего из окислителя – кислорода

или богатых кислородом химических соединений и горючего, в

качестве которого используются наиболее калорийные виды топлива,

содержащие много углерода или водорода (например, этиловый

спирт C2H5OH и анилин C6H5NH2).

В добавление к горючему и окислителю жидкое топливо для

увеличения скорости реакции может содержать катализатор. Иногда

применяются инертные примеси, которые не участвуют в химической

реакции, но помогают получить большую тягу за счет увеличения

массы истекающих газов.

Экспериментально исследованы многие комбинации жидкого

топлива, но, как и в случае порохов, не найдена ни одна комбинация,

которая обладала бы всеми желаемыми характеристиками:

1 Недефицитность сырья и легкость производства.

2 Высокая теплотворная способность.

3 Небольшая молекулярная масса газообразных продуктов

реакции.

Вообще топливо, имеющее большое процентное содержание

водорода, будет удовлетворять как пункту 2, так и пункту 3, так как

27

теплотворная способность водорода более высокая, чем углерода.

Кроме того, продукты реакции, содержащие водород, имеют меньшую

молекулярную массу, чем продукты реакции, содержащие углерод.

4 Низкая температура замерзания, допускающая широкий

диапазон рабочих температур.

5 Высокий удельный вес, позволяющий хранить большое

количество топлива в данном объеме и таким образом применять

меньшие по габаритам и массе ВС и конструкции, используя

меньшие по размерам и толщине стенок топливные баки.

6 Незначительные токсичность и коррозийность.

7 Низкая упругость пара и отсутствие тенденции к испарению,

что упрощает проблемы хранения.

Классификация жидкого топлива

Жидкие виды топлива могут быть однокомпонентными и

двухкомпонентными. Однокомпонентными являются те виды, в

которых топливо и окислитель образуют единое вещество. Эта смесь

является механической, например смесь перекиси водорода H2O2 с

этиловым спиртом C2H5OH, или химической, например нитрометан

CH3NO2. Однокомпонентные виды топлива устойчивы при обычных

температуре и давлении, но при воспламенении быстро разлагаются,

образуя горячие газы как продукты горения. Такие виды топлива

используются редко из-за своей взрывоопасности.

В двухкомпонентных видах топлива горючее и окислитель

хранятся раздельно до впрыскивания их в камеру сгорания. Горение

28

происходит, как обычно, в условиях высоких температуры и

давления, и образующиеся газы имеют большую скорость истечения.

Большинство видов жидкого топлива − двухкомпонентные.

Виды жидкого горючего

Анилин, гидразингидрат и этиловый спирт являются тремя

наиболее широко применяемыми видами жидкого горючего.

Промышленный анилин C6H5NH2 – бесцветная, в чистом виде

маслянистая жидкость, несколько тяжелее воды. Температура

кипения +184 °С и температура замерзания – 6 °С.

Так как имеется большая потребность в анилине для применения

в красителях, красках и растворителях, то его производится много.

Получается восстановлением нитробензола. При соприкосновении с

красной дымящей азотной кислотой воспламеняется. Горючее и

окислитель, вступающие между собой в реакцию подобным образом,

называются самовоспламеняющимися. Без изменения характеристик

относительно высокая температура замерзания анилина может быть

понижена добавлением в него 20-процентного фурилового спирта.

Анилин не вызывает коррозии, устойчив к толчкам и горит подобно

керосину. Для уменьшения разложения его надо защищать от

солнечного света. Однако анилин требует чрезвычайно осторожного

обращения, так как опасен при попадании на кожу и вдыхании его

паров.

Гидразингидрат N2H4 H2O – бесцветная жидкость, немного

тяжелее воды. Температура кипения +118 °С, температура замерзания

29

−40 °С, по запаху напоминает аммиак. Это вещество дымит на

воздухе, а при концентрации больше 25 % взрывоопасно. При

контакте с перекисью водорода воспламеняется. Пары

гидразингидрата сильно действуют на слизистые оболочки глаз и

носоглотки и раздражают кожу. Это горючее вызывает коррозию

большинства обычных металлов, но не агрессивно по отношению к

нержавеющей стали и стеклу.

Этиловый спирт C2H5OH – бесцветная жидкость, легче воды,

с температурой кипения около +78 °С и температурой замерзания

около −117 °С Он устойчив к толчкам, ударам и изменению

температуры. Это горючее легкодоступно из-за широкого

применения в химической промышленности и производстве

спиртных напитков. Спирт обычно не считается ядовитым, но, если

его много выпить, оказывает токсическое действие.

Жидкие окислители

Наиболее широкое применение имеют жидкий кислород и

азотная кислота.

Жидкий кислород O2 производится с помощью сжижения

воздуха и последующего испарения азота и других газов. Это

голубоватая жидкость с температурой кипения приблизительно

183 °С и температурой замерзания −220 °С. Он тяжелее воды,

удельный вес − 1,14 Н/м3. Низкая температура кипения вызывает

чрезвычайно высокую скорость испарения. По этой причине

хранение и перевозка жидкого кислорода к пусковым площадкам

30

является серьезной проблемой, так как при этом теряется

значительное количество этого продукта. Кислород, пролитый на

металл при обычной температуре, действует, как вода, попавшая на

раскаленную плиту. Чрезвычайно низкая температура замерзания

заставляет пары воды из окружающей атмосферы собираться и

покрывать инеем трубопроводы и клапаны. Жидкий кислород не

вызывает коррозии и неядовитый, но при попадании на кожу может

вызвать серьезные ожоги. Термин «ожог» здесь применен в том же

смысле, что и ожог от сухого льда.

Азотная кислота HNO3 применяется в качестве окислителя в

нескольких видах. Смесь, называемая меланжем, содержит

концентрированную азотную кислоту HNO3 и небольшое количество

серной кислоты H2SO4. Белая дымящая азотная кислота состоит из

концентрированной азотной кислоты и около 2 % воды.

Наиболее часто применяемым и самым мощным из окислителей

на основе HNO3 является красная дымящая азотная кислота, состоящая

из концентрированной азотной кислоты, в которой растворена двуокись

азота NO2. Её цвет изменяется от оранжевого до кирпично-красного.

Название свое она получила от красного цвета паров окиси азота. Эта

кислота в большом количестве производится в промышленности для

получения взрывчатых веществ и удобрений.

Красная дымящая азотная кислота является высококоррозийной,

поэтому для баков и трубопроводов применяется нержавеющая сталь.

Высокая упругость паров затрудняет ее хранение и транспортировку.

Пары являются чрезвычайно ядовитыми: при попадании кислоты на

кожу вызывают сильные ожоги. Этот окислитель успешно применяется

31

в смеси с анилином, давая примерно 63,5 % своего кислорода для

горения.

Однокомпонентные виды топлива

Однокомпонентным топливом ограниченного использования

является нитрометан CH3NO2. Это бесцветная жидкость с

температурой кипения примерно +101 °С и температурой

замерзания −7 °С. Взрывоопасен, поэтому имеет ограниченное

применение. Как однокомпонентное топливо он горит наилучшим

образом при относительно высоком давлении в камере сгорания.

Начальное горение обычно инициируется путем добавления

небольшого количества газообразного кислорода и зажигания

посредством запальной свечи. Нитрометан не агрессивен по

отношению к большинству обычных металлов и слаботоксичен.

Перекись водорода H2O2 – бесцветная жидкость с температурой

замерзания −10 °С и температурой кипения +142 °С при

87-процентной концентрации. Для ракетных двигателей

однокомпонентное топливо имеет концентрацию 70 − 90 %. При

наличии катализатора, такого как перманганат натрия или калия,

перекись водорода быстро разлагается с выделением тепла и

свободного кислорода. Когда 90-процентная перекись водорода

разлагается, то образующийся кислород составляет около 42 % общей

массы продуктов разложения. Поэтому перекись водорода

используется так же, как окислитель, с такими видами топлива, как

спирт и гидразингидрат.

32

Третье назначение этого вещества в том, что оно служит для

выработки парогаза, который приводит в движение турбину,

вращающую топливный и окислительный насосы.

Баки для перекиси водорода изготавливаются из алюминиевых

сплавов, нержавеющей стали и некоторых пластмасс. Если перекись

водорода хранится при умеренной температуре, концентрация ее

быстро падает до 1 − 3 %. Попадание брызг концентрированной

перекиси водорода на кожу вызывает ожоги, степень которых

зависит от времени воздействия H2O2.

Сравнение жидких видов топлива

В таблице 3 дается общее сравнение нескольких видов жидкого

ракетного топлива. Удельная тяга и скорость истечения газов

являются расчетными величинами, вычисленными в предположении,

что внешнее давление воздуха равно 101,3 кПа (1 атм).

Надо иметь в виду, что еще ни один вид топлива не может

считаться наилучшим для реактивных двигателей. Вид применяемого

топлива определяется назначением ВС.

33

Таблица 3 – Сравнительный анализ некоторых видов жидкого топлива

Ракетное топливо: окислитель, горючее

Коэффициент соотношения компонентов

Давление в камере сгорания,

МПа

Температура в камере

сгорания,

Скорость истечения газов, м/с

Удельная тяга,

Н·с/кг

Жидкий кислород, жидкий водород 5,33 2,4 3000 3300 3350

Жидкий кислород, гидразин 0,50 2,1 2500 2550 2590 Жидкий кислород, аммиак 1,40 2,1 2730 2500 2550

Жидкий кислород, 100-процентный этиловый спирт 1,50 2,1 2900 2470 2430

Жидкий кислород, бензин 3,00 2,1 3020 2390 2420 Жидкий кислород, 75 %

этилового спирта + 25 % воды 1,30 2,1 2800 2350 2390

Газообразный кислород, нитрометан 0,05 1,9 2480 2230 2270

Красная дымящая азотная кислота, анилин 3,00 2,1 2770 2160 2210

Нитрометан − 2,1 2180 2140 2180

Белая дымящая азотная кислота, фуриловый спирт

1,90 2,1 2770 2100 2140

87-процентная перекись водорода, вода

− 2,1 710 1240 1260

34

34

ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Основными элементами любого реактивного двигателя являются

камера сгорания и выходное сопло.

Камера сгорания реактивного двигателя

Камера сгорания является пространством, в котором происходит

преобразование потенциальной энергии. Простые геометрические

формы, такие как цилиндр и сфера, являются наиболее

распространенными при конструировании и производстве камер

сгорания. Длина и диаметр должны быть такими, чтобы объем

камеры в наибольшей мере соответствовал условиям полного и

устойчивого горения. Длина камеры и диаметр выходного сечения

сопла определяются видом применяемого топлива. Камера сгорания и

выходное сечение сопла для заданного топлива должны быть

сконструированы так, чтобы в критическом сечении создавались

нужная скорость и давление газов. В зависимости от применяемого

топлива камера сгорания также может содержать систему впрыска и

систему зажигания. Ниже рассматриваются разные типы этих систем.

Головка камеры сгорания. Назначение головки камеры

сгорания подобно назначению карбюратора в двигателе внутреннего

сгорания. Она распыляет и смешивает топливо таким образом, чтобы

получить смесь топлива и окислителя нужного состава.

В головке со многими отверстиями, показанной на рисунке 5,

окислитель и горючее впрыскиваются через отверстия различных

35

диаметров с таким расчетом, чтобы струи окислителя и горючего

сталкивались (скрещивались одна с другой в некоторой определенной

точке) и разбивались в мелкие парообразные капельки.

Рисунок 5 − Типы головок камеры сгорания:

а – головка со сталкивающимися струями; б – головка с разбрызгиванием компонентов; в − головка с несталкивающимися струями; 1, 7, 8 – горючее; 2 – сталкивание струй;

3, 4, 9 – окислитель; 5 – сходящийся конус; 6 – расходящийся конус

В головке с разбрызгиванием компонентов отверстия для

окислителя и горючего расположены по кругу так, чтобы создавались

1

2

3

а б

в

4 5 6

7

8

9

1

3

36

конические или цилиндрические веерообразные струи, которые

пересекаются между собой.

В головке с форсунками несталкивающегося типа (внизу)

окислитель и горючее не сталкиваются ни в какой определенной точке,

но смешиваются главным образом благодаря турбулентности и

образованию паров топлива, например, капельки спирта смешиваются с

газообразным кислородом.

Система зажигания. Чтобы инициировать горение,

несамовоспламеняющимся видам топлива нужна дополнительная

тепловая энергия. Эта задача выполняется системой зажигания.

Воспламенитель должен быть расположен неподалеку от

форсунок таким образом, чтобы он находился в зоне распыла готовой к

воспламенению смеси. Если в камере сгорания до воспламенения

находится слишком большое количество горючего и окислителя, это

может привести к самопроизвольному взрыву.

Воспламенение электрической свечой успешно применяется при

расположении свечи в том месте, где пары горючего и окислителя

образуют способную загореться смесь.

Для пороховых шашек применяется главным образом пороховой

воспламенитель, который может быть воспламенен электрически с

безопасного расстояния.

Способ воспламенения катализатором состоит в применении

твердого или жидкого катализатора, ускоряющего химическое

разложение топлива, при котором образуется большое давление

выходящих газов.

37

Сопла реактивных двигателей

Выходное сопло представляет собой своеобразной формы канал,

через который вытекают генерированные в камере сгорания газы.

Наиболее важными сечениями в сопле являются входное,

критическое и выходное (рисунок 6).

Назначение сопла – увеличивать скорость газов. В условиях

установившегося потока расход газов, проходящих через любое

поперечное сечение в единицу времени, постоянен (теорема

Бернулли). Таким образом, в случае дозвукового потока скорость

газов должна увеличиваться, если поперечное сечение уменьшается,

а секундный массовый расход потока остается постоянным

(рисунок 6, б). Если поперечное сечение становится, наоборот,

больше, то скорость газов уменьшится. Это отношение поперечного

сечения к скорости справедливо для дозвукового потока газов, но

перестает быть действительным для газов, истекающих со

сверхзвуковой скоростью.

Скорость дозвукового потока газов, проходящих через

сужающееся сопло, может возрасти на выходе только до М = 1

(скорость звука в сопле не равна 1223 км/ч на уровне моря при

нормальных атмосферных условиях; она равна скорости звука, которая

соответствует температуре в данной точке в выходном сопле).

Скорость газов, текущих со сверхзвуковой скоростью,

понижается, когда они проходят через сужающееся сопло. Как

показано на рисунке 6, скорость сверхзвукового потока

увеличивается, когда он проходит через расширяющееся сопло.

38

Рисунок 6 – Работа сопла реактивного двигателя:

а – основные элементы сопла; б – дозвуковой поток при суживающемся сопле; в – сверхзвуковой поток при расширяющемся сопле; г – сопло Лаваля;

1 – критическое сечение сопла; 2 – выход сопла; 3 – вход сопла; 4 – сужающаяся часть; 5 – критическое сечение сопла; 6 – расширяющаяся часть;

7 – область сверхзвукового потока; 8 – звуковая скорость; 9 – область дозвукового потока

Газы со сверхзвуковой скоростью

Скорость газа увеличивается

1

2 3 а

б

в

г

4 5 6

7 8

9

Газы с дозвуковой скоростью

Скорость газа увеличивается, никогда не превышая на выходе M = 1 (число Маха)

39

С другой стороны, скорость дозвукового потока понижается,

когда он проходит через такое сопло. Это снижение скорости

дозвукового потока происходит в соответствии с теоремой Бернулли:

так как поперечное сечение увеличивается, а расход потока остается

постоянным, то скорость потока должна снижаться пропорционально

увеличению давления. Однако при сверхзвуковом потоке газы

находятся в состоянии сжатия. Когда сопло расширяется, оно дает

возможность газам расширяться. Энергия давления таким образом

преобразуется в кинетическую энергию, увеличивая скорость газов.

Чтобы получить сверхзвуковую скорость истечения, в ракетных

двигателях обычно используется комбинация сужающегося и

расширяющегося сопел, как показано на рисунке 6, г. Сопло сначала

сужается, чтобы скорость дозвукового потока возросла до местной

скорости звука, и затем расширяется, позволяя газам, в свою очередь,

расширяться. При расширении создается сверхзвуковой поток, как

показано на рисунке.

Сужающееся сопло и сужающееся-расширяющееся сопло (часто

называется сопло Лаваля) являются двумя основными типами

применяемых сопел, которые используются в реактивных двигателях.

Первое сопло состоит только из сужающейся части с

критическим сечением на срезе. Испытания потока газов из сопла

этого типа показывают, что когда давление, равное 58 % от давления

в камере, больше атмосферного, то газы выходят из сопла с

избыточным давлением. Избыточное давление и неконтролируемое

расширение газов вне сопла (рисунок 7) представляют собой потерю

располагаемой энергии. Поэтому суживающееся сопло

40

конструируется для определенного сочетания топлива и

характеристик горения, чтобы получить наибольшую скорость

истечения.

Рисунок 7 – Неконтролируемое расширение газов вне сопла

Сужающееся-расширяющееся сопло может быть использовано

для управления расширением газов после их прохождения через

критическое сечение с целью получить таким образом большую

скорость и увеличенную тягу. Площадь критического сечения

определяется желаемым расходом потока. Площадь на выходе

расширяющейся части сопла определяется степенью желаемого

расширения газов между критическим и выходным сечениями.

Большое практическое значение имеют также сопла с

регулируемыми сечениями (рисунок 8). В таких соплах для

поддержания необходимых условий расширения изменяется их

площадь.

58 % pi

pi 0,58 pi

41

Рисунок 8 – Сопла с регулируемой площадью критического сечения: 1 – игольчатая регулировка: 1.1− большая площадь выходного сечения,

1.2 − малая площадь выходного сечения; 2 − регулировка створками: 2.1 − большая площадь выходного сечения (скорость реактивной струи низкая),

2.2 − малая площадь выходного сечения, скорость реактивной струи большая

ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Типы и рабочие характеристики двигателей

Реактивный двигатель, который получает кислород из

окружающего воздуха для поддержания горения топлива, называется

воздушно-реактивным. Пульсирующие, прямоточные, турбореактивные

и турбовинтовые двигатели относятся к этой категории. Они часто

имеют следующие обозначения: ПуВРД − пульсирующий воздушно-

реактивный; ПВРД − прямоточный воздушно-реактивный; ТРД −

турбореактивный; ТВРД − турбовинтовой.

1

1.1

1.2

2

2.1

2.2

42

Эффективная работа этих двигателей зависит от количества

имеющегося в распоряжении кислорода. Они могут работать только

на высотах, где процентное содержание кислорода в атмосфере

достаточно для их работы. Высотность двигателя изменяется в

зависимости от его типа.

Прежде чем рассмотреть отдельные типы воздушно-реактивных

двигателей, ознакомимся с их характеристиками (таблица 4).

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели получили свое

название от пульсирующего, или циклического, процесса горения.

Научно-исследовательская работа в области пульсирующих

воздушно-реактивных двигателей значительно улучшила рабочие

характеристики этих двигателей, но их конструкция осталась в

основном без изменений (рисунок 9).

Рисунок 9 – Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя: 1 – диффузор; 2 – сопловые форсунки; 3 – запальная свеча; 4 – сопло и резонансная труба;

5 – камера сгорания; 6 – клапанная решетка; 7 – трубопровод топлива (к 9 форсункам); 8 – стартовый воздухопровод (к 3 воздушным форсункам)

1 2 3

4

5 6 7

8

43

44

44

45

45

Диффузор − это канал переменного поперечного сечения для

преобразования высокоскоростного газового потока в низкоскоростной

при увеличенном давлении. Поперечное сечение воздухозаборника

пульсирующего двигателя возрастает от входа до клапанной решетки.

При протекании воздуха через эту часть двигателя понижается его

скорость и увеличивается давление. Это увеличенное давление делает

возможным более быстрое расширение воздуха в камере сгорания.

Комбинированная решетка состоит из воздушных входных

клапанов, пусковых воздушных форсунок и топливных форсунок.

Конструкция входных воздушных клапанов, или «пластинчатых»

клапанов, как они часто называются, представляет наиболее важную

особенность клапанной решетки. Эти клапаны состоят из V-образных

элементов, которые устанавливаются вместе с пружинящими стальными

пластинками. Открытые концы V-образных элементов направлены в

сторону диффузора, а закрытые – в сторону камеры сгорания. Стальные

пластинки нагружены в нормально закрытом положении, т. е.

оказывают давление на свои элементы. Когда атмосферное давление в

диффузоре больше, чем давление в камере сгорания, то клапаны

открываются. Когда же давление в камере сгорания равно или больше

давления скоростного напора в диффузоре, клапаны закрыты. На

рисунке 10 показана конструкция и работа одного воздушного клапана,

расположенного в клапанной решетке.

Пластинчатые клапаны сконструированы так, что их можно

собрать в решетку желаемых размеров.

Три пусковые воздушные форсунки, показанные на рисунке 11,

46

соединяются трубопроводом с внешним источником сжатого воздуха,

который подает кислород для инициирования горения. Они нужны

только для запуска

Рисунок 10 – Воздушные клапаны пульсирующего двигателя: а – устройство воздушного клапана; б – работа воздушного клапана

Рисунок 11 – Клапанная решетка с воздушными и топливными форсунками: а − вид спереди; б – вид сбоку на поперечное сечение;

1 – форсунки подачи воздуха при старте; 2 – топливные форсунки

V-образный элемент V-образный элемент с пружинящей стальной пластинкой

а

б

Воздух

Воздушный клапан открыт

Давление в камере сгорания

Воздушный клапан закрыт

1

2

а б

47

На рисунке 11 показаны также топливные форсунки, к которым

подведены трубопроводы баллонной системы подачи топлива,

соединенной с находящимся на ВС топливным баком.

Сопловые форсунки, расположенные непосредственно за

комбинированной решеткой, обеспечивают правильное распыление

топлива и интенсивное смешивание распыленного топлива с

воздухом, который поступает через пластинчатые клапаны.

Камера сгорания имеет запальную свечу для запуска двигателя.

Для периодического воспламенения воздушно-топливной смеси

запальная свеча не нужна.

Выходное сопло пульсирующего воздушно-реактивного двигателя

служит для увеличения скорости выходящих газов и определяет

частоту циклов горения. Частота работы выражается отношением

скорости звука к учетверенной длине выхлопного сопла, т. е.

в.с4

Cf l= ⋅ . (13)

Частота работы пульсирующего воздушно-реактивного

двигателя равна примерно 50 циклам в секунду. В малых двигателях

с короткими выхлопными соплами эта частота легко может

превышать 200 циклов в секунду.

Двигатель и работа топливной системы. В беспилотном ВС

(БПВС) топливо находится в баке. Система подачи топлива – баллонная.

На рисунке 12 показаны два баллона со сжатым воздухом и редуктор,

снижающий давление воздуха с 14 до 0,7 МПа. Топливо поступает из

бака через топливный фильтр, отсечной клапан и дозатор горючего к

топливным форсункам (рисунок 13).

48

Рисунок 12 – Топливная и воздушная системы пульсирующего

воздушно-реактивного двигателя:

1 – топливная форсунка; 2 – дозатор топлива; 3 – стоп-кран; 4 – топливный фильтр; 5 – воздушный редуктор; 6 – баллоны с воздухом; 7 – топливный бак под давлением

При запуске двигателя внешний источник воздушного питания

(давление 1,25 – 1,4 МПа) соединяется с пусковым воздушным краном.

Этот кран расположен на фюзеляже ВС. Внутренний источник воздуха

подает его в топливный бак под давлением 0,7 МПа. Топливо

вытесняется через фильтр, где оно останавливается топливным

отсечным клапаном. Теперь, когда линия от внешнего источника

воздушного питания открыта, воздух под давлением открывает

контрольный клапан и протекает по трубопроводам (на рисунке не

заштрихованы). Этот «пусковой воздух», называемый так потому, что он

применяется только при запуске, выполняет три функции:

1 Поступает в топливный стоп-кран и давит сверху на его

диафрагму. Диафрагма перемещает поршневой отсечный клапан в

нижнее положение, давая возможность протекать топливу сверху и

вокруг клапана. Этот топливный клапан запирается в открытом

2

3

4 5 6

7

Воздух 14 МПа

Воздух, 0,7 МПа

1

49

положении плунжером, соединенным с управляемой вручную

отсечной рукояткой.

Рисунок 13 – Работа пульсирующего воздушно-реактивного двигателя:

1 − воздух для запуска от компрессора под давлением 1,4 МПа; 2 − контрольный клапан; 3 − трубопровод подачи воздуха для запуска двигателя;

4 – воздушные пусковые форсунки; 5 – пластинчатые клапаны; 6 – клапанная решетка; 7 – стержень с пазом; 8 − рукоятка ручного выключения подачи топлива; 9 – плунжер; 10− диафрагма стоп-крана; 11 − топливный стоп-кран в сборке; 12 − дренажная трубка спуска топлива; 13 − топливо из бака под давлением 0,7 МПа; 14 – топливный фильтр;

15 − регулировочный винт клапана регулятора подачи топлива; 16 − дозатор подачи топлива; 17− штуцер для подсоединения контрольного манометра; 18 − пусковой воздушный кран

Воздух Горючее

1 4

5

6

7 8

9 10

11

12

13

15

16

17

18

2 3

14

50

Плунжер заходит в паз, когда стержень, находящийся над

диафрагмой, перемещается вниз вместе с диафрагмой и отсечным

клапаном. В случае неисправности при запуске подача топлива может

быть прекращена оттягиванием вручную отсечной рукоятки, которая

выталкивает плунжер из паза стержня, позволяя диафрагме и клапану

подниматься.

2 Воздух поступает в цилиндр, находящийся сверху дозатора

горючего, и перемещает вниз плунжер, который включает рычаг

дозатора горючего (на схеме не показан), ограничивая таким образом

поток топлива к клапанной решетке. Эта операция предотвращает

перезаливку двигателя топливом при запуске.

3 Через три пусковые воздушные форсунки (см. рисунок 11)

воздух поступает в камеру сгорания, где он смешивается с топливом

для образования горючей смеси.

Запальная свеча соединяется с источником тока напряжением

10 000 В, а фюзеляж заземляется. Пусковой воздушный кран

открывается, и примерно в то же самое время включается кнопка

зажигания. Пусковой воздух обеспечивает топливу проход через

топливный отсечный клапан, дозатор горючего и топливные

форсунки в камеру сгорания, где топливо смешивается с воздухом,

поступающим через три воздушные форсунки. Регулировочный винт

регулирующего топливного клапана поставлен на управление

потоком топлива к топливным форсункам. Смесь горючего с

воздухом воспламеняется запальной свечой. Когда горение

начинается, запальная свеча и подача пускового воздуха не нужны.

51

При воспламенении смеси горючего и воздуха давление,

созданное при быстром горении, придает ускорение газообразным

продуктам сгорания во всех направлениях. Если пластинчатые

клапаны закрыты, движущиеся к ним с большой скоростью газы не

могут прорваться, однако они оказывают давление на решетки. Эта

сила является составляющей тяги и воздействует также на отверстие

топливных форсунок, не давая возможности топливу поступать во

время реакции горения, когда в камере сгорания создается большое

давление.

На рисунке 14 показаны различные стадии рабочего цикла

пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. В положении а

(см. рисунок 14) пластинчатые клапаны закрыты. Давление по обеим

сторонам решетки одинаково. Пусковой воздух от внешнего

источника воздушного питания поступает через три пусковые

форсунки; топливо под давлением поступает через топливные

форсунки; запальная свеча воспламеняет смесь горючего и воздуха.

Смесь воздуха и горючего быстро горит; в камере сгорания

повышается давление, которое прекращает доступ потока топлива и

удерживает пластинчатые клапаны в закрытом положении; газы

начинают расширяться (см. рисунок 14, б).

Раскаленные газы стремительно истекают через выхлопное

сопло, и в камере сгорания создается частичное разрежение

(см. рисунок 14, в).

Пластинчатые клапаны открываются, впуская новую порцию

воздуха (давление в камере сгорания стало ниже, чем в диффузоре);

новая порция топлива поступает через топливные форсунки

52

(давление в камере сгорания ниже, чем давление топлива).

Остаточные газы в камере сгорания воспламеняют новую смесь

(см. рисунок 14, г).

Рисунок 14 – Работа пульсирующего воздушно-реактивного двигателя

Смесь воздуха и топлива в камере сгорания быстро горит,

повышается давление, пластинчатые клапаны закрываются, подача

топлива приостанавливается, газы начинают расширяться

(см. рисунок 14, д).

Так как по направлению к выходу сопротивления нет, то

быстрорасширяющиеся газы устремляются через выхлопное сопло.

Фактически они перерасширяются, создавая частичное разрежение в

а

б

в

г

д

Воспламенение

Разрежение

53

камере сгорания. В этой части цикла атмосферное давление в

диффузоре двигателя, т. е. давление скоростного напора, когда объект

с двигателем перемещается, становится опять больше давления в

камере сгорания.

Перепад давлений заставляет пластинчатые клапаны

открываться и впускать новую порцию воздуха. В этот момент

давление в трубопроводах подачи топлива больше, чем давление в

камере сгорания, и новая порция топлива поступает через форсунки.

Частичным разрежением в камере сгорания объясняется и

подсасывание раскаленных газов, устремляющихся в выхлопное

сопло. Часть газов меняет свое направление на обратное,

возвращается в камеру сгорания и воспламеняет новую горючую

смесь. Давление в камере сгорания вновь возрастает. Пластинчатые

клапаны закрываются, подача топлива приостанавливается.

Раскаленные газы расширяются, устремляются в выхлопное

сопло и создают в камере сгорания частичное разрежение. И так цикл

повторяется.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель не создает

достаточной статической тяги для взлета. ВС нужно ускорять до

рабочей скорости каким-нибудь пусковым средством.

Мощность этого двигателя ограничивается работой воздушных

клапанов. Если мощность становится слишком большой, то давление

скоростного напора в диффузоре двигателя будет всегда больше, чем

давление в камере сгорания. Следовательно, клапаны не могут

закрыться.

Этот двигатель дешевле, конструктивно прост, экономичен и

54

применяется как силовая установка для воздушных судов-мишеней и

экспериментальных БПВС.

Экранированный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Обычные пульсирующие воздушно-реактивные двигатели пока

успешно работают лишь при довольно низких скоростях полета.

Когда скорость увеличивается, то повышение давления скоростного

напора на входные клапаны требует большего давления в камере

сгорания, чтобы удерживать клапаны закрытыми достаточно много

времени при каждом цикле. В то же самое время обратный поток

через выхлопное сопло и предварительное сжатие в камере сгорания

уменьшаются. В результате при каждом цикле клапаны остаются

открытыми в течение слишком большого промежутка времени. При

числе М = 0,6 пульсирующая работа двигателя прекращается.

Предпринимаются попытки расширить полезный рабочий

диапазон применения пульсирующих воздушно-реактивных

двигателей до больших чисел М. Один из способов – это установка

пульсирующего двигателя внутри кожуха, предназначенного для

того, чтобы все время поддерживать скорость потока вокруг

двигателя при небольших числах М. В силовой установке этого типа,

называемой экранированным, т. е. двухконтурным, пульсирующим

воздушно-реактивным двигателем, отрицательное влияние разности

между давлением скоростного напора у входных клапанов и

статическим давлением на выходе из двигателя практически

устраняется. При соответствующей конструкции кожуха возможно

55

добиться работы двигателя при любых числах М. Кроме того, эта

схема позволяет основному двигателю полностью использовать

возможное предварительное поджатие скоростного напора, которое

не используется в обычных пульсирующих воздушно-реактивных

двигателях.

Конструкция экранированного пульсирующего двигателя

показана на рисунке 15.

Рисунок 15 – Экранированный пульсирующий

воздушно-реактивный двигатель: 1 − пульсирующий воздушно-реактивный двигатель; 2 – экран;

3 – сопло; 4 − входной диффузор

Воздух входит в кожух через входной диффузор, где его

скорость понижается до низких чисел М. Часть этого потока

необходима для работы пульсирующего двигателя. Выходящие газы

из выхлопного сопла пульсирующего двигателя смешиваются с

проходящим в кожухе потоком. В итоге газ истекает в атмосферу

через выхлопное сопло кожуха.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Теоретически работа прямоточного воздушно-реактивного

двигателя ограничена высотой ниже 25000 − 30000 м из-за

1 2

3

4 Смешивание

56

недостатка атмосферного кислорода, необходимого для горения.

Скорость, которая может быть достигнута с помощью прямоточного

двигателя, теоретически не ограничена. Чем быстрее он движется,

тем лучше работает и тем большую тягу развивает.

Однако его скорость ограничивается примерно при М = 5 из-за

аэродинамического нагрева от трения, который оказывает вредное

влияние на конструкционные металлы. Основной недостаток

прямоточного ВРД в том, что чем выше его проектная скорость, тем

бóльшая скорость требуется при его запуске. В зависимости от

проектной скорости прямоточные ВРД делятся на дозвуковые и

сверхзвуковые.

Агрегаты прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Прямоточный ВРД состоит в основном из открытой с обеих

сторон цилиндрической трубы с системой распыления топлива

внутри. Двигатель чрезвычайно прост конструктивно и не имеет

подвижных деталей. Хотя все прямоточные ВРД содержат одни и те

же агрегаты, структура этих агрегатов изменяется в зависимости от

диапазона скоростей, при которых должен работать двигатель.

Основными частями прямоточного воздушно-реактивного

двигателя являются диффузор и камера сгорания.

Диффузор в прямоточном ВРД имеет то же самое назначение,

что и в пульсирующем двигателе. Он снижает скорость и увеличивает

давление входящего воздуха. Так как ни стенки, ни решетки в

передней части этого двигателя нет, то увеличение давления

57

скоростного напора воздуха должно быть достаточно велико, чтобы

предотвратить истечение продуктов горения через переднюю часть

двигателя. Диффузор должен быть специально сконструирован для

данной входной скорости воздуха в двигатель или для определенной

заданной скорости полета прямоточного ВРД. Другими словами,

желаемое давление создается только тогда, когда воздух входит в

диффузор со скоростью, для которой этот диффузор был

сконструирован. Было бы идеально, если бы форма диффузора могла

автоматически изменяться в полете соответственно скоростному

напору входящего воздуха.

Камера сгорания является пространством, в котором происходит

горение и образуются газы высокого давления. В противоположность

пульсирующему двигателю в прямоточном ВРД используется

непрерывный поток топлива и воздуха, и горение происходит

непрерывно. Топливные форсунки соединяются с системой подачи

топлива, находящейся под достаточным давлением, чтобы дать

возможность поступать топливу в середину области высокого

давления газов, которая располагается в передней части камеры

сгорания. Процесс горения начинается с воспламенения запальной

свечой; он является непрерывным и самоподдерживающимся.

Стабилизатор пламени не позволяет фронту пламени

распространяться слишком далеко в заднюю часть двигателя, таким

образом стабилизируя и ограничивая действительное горение в

определенной области. Стабилизатор пламени также обеспечивает

такой режим работы, при котором температура камеры сгорания

остается достаточно высокой для поддержания горения. 58

Выходное сопло выполняет те же самые функции, как и в

пульсирующем или любом другом воздушно-реактивном двигателе.

Устройство и принцип работы дозвуковых прямоточных двигателей

Дозвуковой прямоточный двигатель (рисунок 16) не может

дать статическую тягу, поэтому не может обеспечить взлет

самостоятельно без помощи других средств. Если запустить такой

двигатель на земле, то продукты горения высокого давления будут

выходить из передней части двигателя так же, как и из задней. Чтобы

такой двигатель хорошо работал, его необходимо ускорить до

соответствующей дозвуковой скорости так, чтобы скоростной напор

воздуха, входящего в диффузор, создавал барьер достаточно

высокого давления и заставлял продукты сгорания истекать только

через сопло.

Когда скоростной напор воздуха проходит через диффузор,

скорость воздуха понижается, а давление в то же самое время

увеличивается. Это достигается увеличением поперечного сечения

диффузора (теорема Бернулли для несжимаемого потока). Топливо

поступает в камеру сгорания через топливные форсунки. Распыленное

топливо тщательно смешивается с входящим воздухом, и смесь

воспламеняется запальной свечой. После начального воспламенения

горение непрерывно и в запальной свече необходимости нет.

Газы, которые образуются в процессе горения, расширяются во

всех направлениях, как показано стрелками в средней части камеры

сгорания. 59

Рисунок 16 – Устройство и принцип работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя:

а – дозвуковой двигатель; б – двигатель небольших сверхзвуковых скоростей; в – двигатель больших сверхзвуковых скоростей; 1, 12 – диффузор; 2, 13 − запальная свеча;

3 − стабилизатор пламени; 4, 14, 20 – сопло; 5 − газы со звуковой скоростью; 6 − газы высокого давления; 7 − камера сгорания; 8 − барьер давления; 9 − к топливным форсункам; 10 – воздух; 11 − прямой скачок уплотнения; 15 − продукты сгорания; 16 − дополнительное

давление, вызванное диффузором; 17 − воздух с дозвуковой скоростью и повышенным давлением; 18 − косой скачок уплотнения; 19 − центральная часть диффузора;

21 − дозвуковой поток; 22 − местоположение прямого скачка уплотнения; 23 − сверхзвуковой поток

1 2 3 4

5

6 7 8 9

а

10

11 12 13

14 15 16 17

б

18

19 20

21 22 23

Воздух Топливо

в

Энергия давления преобразуется в кинетическую

60

Расширяясь вперед, газы останавливаются барьером сжатого

воздуха (на схеме показано короткими жирными черными стрелками).

Там происходит другое важное преобразование энергии: энергия

давления продуктов сгорания преобразуется в кинетическую энергию

истекающих газов. Точнее, продукты сгорания с большим давлением

входят в сопло со скоростью, которая ниже местной скорости звука.

Однако когда газы проходят через сужающееся сопло, их давление

уменьшается, а скорость увеличивается до местной скорости звука у

выхода сопла.

Тяга развивается в прямоточном двигателе как результат

неуравновешенных сил, действующих в сторону диффузора и в сторону

сопла. Бомбардировка продуктами сгорания наклонных стенок

диффузора и воздушный барьер создают силу, направленную вперед.

Эта сила не уравновешивается силой создаваемой продуктами сгорания,

которые истекают через выходное сопло. Неуравновешенные силы

создают тягу.

Устройство и принцип работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей

небольших сверхзвуковых скоростей

Чтобы прямоточный воздушно-реактивный двигатель небольших

сверхзвуковых скоростей работал, его необходимо ускорить до

сверхзвуковой скорости, примерно равной рабочей скорости. Когда

поступательная скорость прямоточного двигателя становится

сверхзвуковой, на входе в диффузор образуется прямой скачок

уплотнения. 61

Положение прямого скачка уплотнения показано на рисунке 16. На

обращенной к потоку стороне этого прямого скачка уплотнения воздух

невозмущенного потока движется с небольшой сверхзвуковой

скоростью. Когда сверхзвуковой поток проходит через скачок

уплотнения, его скорость резко падает до дозвуковой с соответственным

увеличением давления. Таким образом, образование скачка уплотнения

увеличивает давление воздуха на входе в диффузор. Когда сжатый

воздух с дозвуковой скоростью течет через расширяющийся диффузор,

то происходит дополнительное увеличение давления и уменьшение

скорости. Теперь сжатый до большого давления воздух подготовлен к

горению.

Процесс горения, по существу, протекает так же, как и в

дозвуковом прямоточном ВРД. Топливо смешивается с сильно сжатым

воздухом, начальное воспламенение смеси происходит от запальной

свечи, после чего горение уже не прекращается. Потенциальная

энергия, которой обладают продукты горения, преобразуется в

кинетическую энергию с помощью сопла.

Сужающееся-расширяющееся сопло, показанное на рисунке 16,

позволяет газам превышать местную скорость звука. Поэтому с

соответствующими изменениями в конструкции прямоточный двигатель

может успешно работать и на сверхзвуковых скоростях.

Устройство и принцип работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей

больших сверхзвуковых скоростей

Теперь предположим, что необходим прямоточный двигатель,

который будет двигаться с высокими сверхзвуковыми скоростями,

62

с числом М = 2. При скоростях с М = 2 скачки уплотнения,

образующиеся на входе в диффузор, будут уже не прямыми, а косыми.

Скорость воздуха перед косым скачком уплотнения – большая

сверхзвуковая. Когда сверхзвуковой невозмущенный поток воздуха

проходит через скачок уплотнения, происходит увеличение давления и

уменьшение скорости, однако последняя остается все еще

сверхзвуковой. Например, воздух, имеющий в невозмущенном потоке

скорость 2400 км/ч, может пройти через косой скачок уплотнения и все

еще иметь скорость, большую скорости звука. Точно так же, когда

сверхзвуковой поток проходит через расширяющуюся часть диффузора,

как показано на рисунке 16, а, б, скорость такого потока возрастает, а

давление падает. Поэтому конструкция диффузоров прямоточных

воздушно-реактивных двигателей больших сверхзвуковых скоростей

должна быть видоизменена так, чтобы при движении потока от входа в

диффузор до входа в камеру сгорания наклон фронта косых скачков

уплотнения существенно уменьшался, вплоть до прямого скачка

уплотнения, за которым образуется дозвуковой поток.

Это преобразование энергии достигается с помощью применения

диффузора, конструкция которого показана на рисунке 16, в. В

центральной части диффузора наклон скачков уплотнения уменьшается,

позволяя сверхзвуковому потоку воздуха течь внутри диффузора.

Когда сверхзвуковой поток проходит через сужающуюся часть

диффузора, его скорость постепенно уменьшается, а давление

возрастает. Однако в некоторых определенных местах диффузора

скорость потока достигает скорости звука и образуется прямой скачок

уплотнения. Когда поток воздуха с небольшой сверхзвуковой

63

скоростью проходит через прямой скачок уплотнения, происходит

резкое уменьшение скорости и увеличение давления. Дозвуковой поток,

образованный в результате создания прямого скачка уплотнения,

проходит через расширяющуюся часть диффузора, где его скорость

дополнительно снижается, а давление увеличивается. Здесь снова с

помощью диффузора создается барьер давления на входе в камеру

сгорания. Процесс горения такой же, как и описанный выше для

дозвуковых прямоточных ВРД. Сопло, показанное на

рисунке 16, в, − сужающееся-расширяющееся, предназначено для

образования сверхзвукового потока на выходе.

Прямоточный ВРД конструируется так, чтобы он работал

наилучшим образом при некоторой заданной скорости и на

определенной высоте. Процесс восстановления давления в диффузоре,

сконструированном с учетом наличия косых скачков уплотнения,

является более эффективным, чем в случае диффузоров,

сконструированных для дозвукового потока или с учетом наличия

одного прямого скачка. Таким образом, прямоточный двигатель

работает лучше всего на высоких сверхзвуковых скоростях.

Турбореактивные двигатели

Турбореактивный двигатель является тепловым реактивным

двигателем, работа которого зависит от атмосферы. Турбореактивные

двигатели получили свое название от конструкции, в которой

используется приводимая в движение истекающими газами турбина,

приводящая в движение компрессор.

64

Классификация турбореактивных двигателей

Турбореактивные двигатели (рисунок 17) делятся на две основные

группы в зависимости от применяемого компрессора, который может

быть центробежного или осевого типа.

Рисунок 17 – Компрессорные турбореактивные двигатели:

а –с центробежным компрессором; б – с осевым компрессором; 1 – вспомогательные агрегаты; 2 – сжатие; 3 – сгорание; 4 – истечение

Работа турбореактивных двигателей обоих типов одинакова. Оба

состоят из следующих основных частей: блока вспомогательных

агрегатов, компрессора, блока камеры сгорания и сопла.

Вспомогательными агрегатами (рисунок 18) являются агрегаты, не

оказывающие существенного влияния на работу двигателя, например

генератор, гидравлический насос, стартер и тахометр. Частями

двигателя, относящимися к этому блоку, являются элементы топливной

и масляной систем, которые непосредственно влияют на работу

двигателя. Вспомогательный кожух является масляным резервуаром

двигателя и кожухом редуктора.

Вспомога-тельные агрегаты

Сжатие Сгора- ние

Истече-ние

Вспомога-тельные агрегаты

Сжатие Сгорание Истечение

б а

1 2 3 4 1 2 1 3 4

65

Рисунок 18 – Вспомогательные агрегаты турбореактивного двигателя:

1 – масляный фильтр; 2 – топливный фильтр; 3 – основной топливный насос; 4 – пусковая катушка (используются две катушки, последовательно соединенные с запальными свечами);

5 – запальная свеча (каждая в держателе для 7 или 14 штук); 6 – контрольный клапан основного топливного насоса; 7 – регулировочный клапан; 8 – дренажный клапан;

9 – капельный клапан; 10 – заглушка гидравлического насоса; 11 – масляный насос; 12 – баростат; 13 – регулятор; 14 – стартер; 15 – тахогенератор; 16 – генератор

Компрессор. Основными функциями компрессора турбореактивных

двигателей являются принятие, сжатие и распределение большой

массы воздуха в камере сгорания.

Центробежный компрессор, показанный на рисунке 19, состоит из

статора, часто называемого набором лопаток диффузора, и ротора

или крыльчатки.

Ротор состоит из ряда лопастей, которые расходятся радиально

от оси вращения. Обычно применяется крыльчатка, обеспечивающая

доступ воздуха с обеих ее сторон. При вращении ротора воздух

1

2 3

4 5

6

7

8 9 10 11

12 13

14 15

16

4

66

втягивается внутрь, подхватывается лопастями и под действием

центробежной силы отбрасывается от центра к окружности,

приобретая большую скорость.

Статор состоит из лопаток

диффузора, который поджимает воздух

и направляет его в камеру сгорания.

Когда воздух покидает крыльчатку, он

имеет большую результирующую

скорость, которая направляет его на

лопатки диффузора. Энергия, которую

воздух приобретает в роторе за счет

повышения скорости, преобразуется

в давление посредством процесса

расширения в большом объеме. Как

показано на рисунке 20, при движении воздуха от А к В скорость

его уменьшается, а давление увеличивается.

Осевой компрессор напоминает воздушный винт самолета. Ротор,

как и в предыдущем случае, состоит из ряда лопастей, которые

устанавливаются под углом и расходятся радиально от центральной

оси. Когда ротор осевого компрессора поворачивается, лопасти

придают движение воздуху как в осевом, так и в тангенциальном

направлениях, который входит через переднюю часть двигателя.

Типичный статор компрессора с поступающим по его оси воздухом

состоит из ряда лопастей, которые устанавливаются по окружности

вокруг внутренней стенки кожуха компрессора непосредственно сзади

Рисунок 19 – Центробежный компрессор: 1 – статор; 2 – ротор

1

2

67

ротора и направлены внутрь, к продольной оси двигателя. Лопасти

статора установлены наклонно, чтобы поворачивать поток воздуха.

Отброшенный лопастями ротора первой ступени воздух направляется к

лопастям ротора второй ступени компрессора.

Рисунок 20 – Схема работы центробежного компрессора: 1 – радиальная скорость; 2 – суммарная скорость; 3 – тангенциальная скорость;

4 − лопатка диффузора; 5 – ступица; 6 − лопасть крыльчатки

Один ротор и один статор составляют одноступенчатый компрессор.

Ряд ступеней, собранных в единый агрегат, образуют

многоступенчатый компрессор (рисунок 21).

Воздух, выходящий из первого ряда лопастей компрессора,

ускоряется и поджимается до меньшего объема. Дополнительная

скорость придает воздуху больший импульс. Этот импульс

поджимает воздух, уменьшая его объем, и заставляет его становиться

плотнее, что приводит к увеличению статического давления.

А

В

1 2 3

4

5

6

68

Описанный выше цикл повторяется в каждой ступени. Поэтому при

увеличении числа ступеней конечное давление может быть поднято

до необходимого значения.

Рисунок 21 – Принципиальная схема

четырехступенчатого осевого компрессора:

1 – воздух; 2 – статор; 3 − ротор

На рисунке 22 статор показан с лопастями, расходящимися от

центральной втулки. Однако наиболее часто применяется

конструкция с лопастями, направленными внутрь.

В компрессорах центробежного и осевого типов степень сжатия

газов определяется как отношение давления на выходе к давлению на

входе. Когда скорость вращения ротора компрессора возрастает,

увеличивается и объем проходящего через компрессор воздуха. При

больших степенях сжатия объем воздуха при данной скорости

вращения ротора уменьшается. При попытке получить степень

сжатия, выше заданной, КПД компрессора для данной скорости резко

падает. Это падение происходит вследствие пульсаций давления

воздуха при его прохождении через компрессор.

3

1 2

69

Рисунок 22 – Одноступенчатый осевой компрессор: 1 – статор; 2 − ротор

Блок камер сгорания содержит камеры сгорания, запальные

свечи, диафрагму сопла, колесо турбины и вал.

Камеры сгорания в турбореактивных двигателях обеспечивают

сгорание топлива. В зависимости от типа двигателя они отличаются

по размерам и конструкции. Один из видов турбореактивного

двигателя с центробежным компрессором имеет до 14 камер сгорания

и 2 запальные свечи. Широко используемый двигатель с осевым

компрессором имеет камеру сгорания и запальные свечи. В обоих

случаях каждая камера сгорания имеет кожух, жаровую трубу,

переходной патрубок для передачи пламени и сопло топливной

форсунки (рисунок 23).

Внешний кожух камеры сгорания служит для сохранения в ней

давления воздуха, чтобы воздух высокого давления все время

1

2

Воздух приобретает энергию движения

70

подавался в жаровую трубу камеры сгорания. Этот воздух служит

также и для охлаждения. В жаровой трубе топливо и воздух

смешиваются и сжигаются.

Рисунок 23 – Устройство камеры сгорания турбореактивного двигателя: 1 − запальная свеча; 2 − кожух; 3 − жаровая труба;

4 − переходной патрубок; 5− головная часть; 6 −форсунка

Множество круглых отверстий в жаровой трубе дает доступ

воздуху, который смешивается с топливом и раскаленными

продуктами горения. Передняя часть жаровой трубы может

перемещаться над головкой трубы при расширении и сжатии. Задние

части камер сгорания делают сужающимися, чтобы увеличить

скорость газов перед диафрагмой сопла. Переходной патрубок

соединяет камеры сгорания между собой, обеспечивая таким образом

воспламенение во всех камерах после того, как оно произойдет в двух

камерах, содержащих запальные свечи. На рисунке 24 можно видеть

путь поступающих в камеру сгорания топлива и воздуха, а также

область горения.

Сопло (рисунок 25) имеет внутренний конус. Эта секция

исправляет турбулентный поток продуктов сгорания, вызванный

71

вращением турбины, и направляет эти газы с лучшей структурой

потока к выходу из сопла.

Рисунок 24 – Поток воздуха и процесс горения в камере сгорания турбореактивного двигателя

Сопловой аппарат турбины представляет собой большое число

лопаток своеобразной конфигурации, расположенных под

определенным углом к потоку продуктов горения и установленных

перед колесом турбины (рисунок 26).

Действуя как суживающее и направляющее устройство,

сопловой аппарат увеличивает скорость газа. Его основное

назначение состоит в изменении направления газов таким образом,

чтобы они ударяли в лопатки турбины под углом 90° или близким к

нему. Сопловой аппарат неподвижен.

Удар имеющих большую скорость газов в лопатки турбины

заставляет ее вращаться. Вал колеса турбины связан с валом ротора

компрессора. Таким образом, часть энергии входящих газов

Топливо Горение Воздух

72

преобразуется и передается через вал на компрессор и действующие

от двигателя вспомогательные агрегаты.

Рисунок 25 – Выпускная камера турбореактивного двигателя: 1 – турбина; 2 – сопло; 3 − конструкция крепления; 4 − внутренний конус

Рисунок 26 – Диафрагма выходного сопла и турбина: 1 − диафрагма выходного сопла; 2 − колесо турбины; 3 − лопатки колеса турбины; 4 – вал

1 2

3 4

1

2

3

4

73

Работа турбореактивного двигателя

Для запуска ротор компрессора раскручивается до наибольшей

возможной скорости вращения, которую может дать стартер,

связанный шестернями с осью компрессора. Наружный воздух

входит, сжимается и направляется в камеры сгорания. Топливо

подается через форсунки под давлением и смешивается с воздухом в

камерах сгорания. Происходит воспламенение сначала в камерах,

имеющих запальные свечи, затем в других камерах с небольшим

запозданием с помощью труб передачи пламени. Продукты горения и

несгоревший охлаждающий воздух проходят через сопловой аппарат

турбины и ударяют в лопасти турбины под оптимальным углом.

Большая часть энергии выходящего потока передается турбине,

которая вращается с большой скоростью. Остальная часть создает

тягу. Колесо турбины передает энергию для работы компрессора

через соединительный вал турбины и компрессора. После

воспламенения горение идет непрерывно до полного выгорания

топлива.

Форсажная камера (рисунок 27) была создана для особых

условий работы, когда необходима большая дополнительная тяга в

течение короткого периода. Например, форсажная камера нужна для

ускорения при взлете и при наборе высоты.

Эта дополнительная тяга может быть получена с помощью

сжигания топлива в сопле. Часть воздуха, которая служит только для

охлаждения основных камер сгорания, достаточна для поддержания

горения дополнительного топлива. Дополнительная тяга велика, но

74

КПД турбореактивного двигателя снижается вследствие очень

большого увеличения удельного расхода топлива. Следует обратить

внимание на использование регулируемого сопла, площадь которого

регулируется в целях компенсации изменения характеристик потока

при работе форсажной камеры. Форсирование увеличивает тягу

почти на 30 % при взлете и от 70 до 120 % при движении ВС с

большой дозвуковой скоростью.

Рисунок 27 – Турбореактивный двигатель с дожиганием топлива в форсажной камере:

1 − топливные форсунки, расположенные по окружности; 2 − стабилизатор пламени;

3 − горящая смесь топлива и воздуха; 4− горячие выхлопные газы; 5 − створчатое сопло (регулируемое); 6 − форсажная камера

Область применения воздушно-реактивных двигателей

ограничена, так как их работа зависит от кислорода атмосферы.

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

При работе ракетного двигателя химическая реакция протекает

очень быстро, что по сравнению с воздушно-реактивным двигателем

приводит к увеличению температуры, давления и тяги. Управление

работой ракетного двигателя желательно, а иногда даже необходимо

2 1 3 4

5 6 7

75

для распределения имеющейся в распоряжении энергии на более

длительный период. Вследствие высокого давления, которое

развивается в ракетных двигателях, сопло Лаваля используют так,

чтобы большая часть энергии могла быть извлечена из газов после

того, как они пройдут критическое сечение.

Ракетные двигатели работают по принципу реактивных

двигателей.

Классификация ракетных двигателей

В зависимости от физического состояния применяемого топлива

ракетные двигатели классифицируют на твердотопливные и

жидкостные.

Ракетные двигатели на твердом топливе характеризуются

коротким временем горения топлива, простотой конструкции,

прочностью и непрерывной работой. Поэтому они в основном

используются как ускорители или как двигательные установки для

небольших высокоскоростных ВС.

Ракетные двигатели на жидком топливе имеют большее время

работы горения, более сложную конструкцию и могут во время

работы выключаться. Эти двигатели широко применяются для

высотных ракет и ВС дальнего действия.

Твердотопливные ракетные двигатели

Ракетный двигатель, работающий на твердом топливе, состоит из

топлива, камеры сгорания, воспламенителя и сопла.

76

Типичный пороховой двигатель показан на рисунке 28. Камера сгорания выполняет два назначения. Во-первых, она

является местом хранения топлива, а во-вторых – камерой, в которой

происходит горение. В зависимости от конфигурации применяемого

порохового топлива эта камера может иметь устройство для

крепления шашки в нужном положении, диафрагму, чтобы

предотвращать засорение критического сечения летящими частицами

топлива, и резонансные стержни для поглощения начинающейся в

камере сгорания вибрации.

Рисунок 28 – Устройство двигателя на твердом топливе: 1 – камера сгорания; 2 – топливо; 3 – электровоспламенитель; 4 – сопло;

5 − предохранительная диафрагма

Воспламенитель состоит из небольшой навески черного пороха

или какого-нибудь другого вещества, которое можно легко

воспламенить с помощью искрового разряда или моста накаливания и

которое может создать достаточно высокую температуру для

воспламенения основной шашки ракетного топлива.

Сопло имеет такое же назначение, как и в любом другом

реактивном двигателе.

Ракетные двигатели на твердом топливе классифицируются по

1 2 3 4

5

77

типам используемых шашек и разделяются на двигатели с

бронированными и с небронированными шашками.

Работа двигателей на твердом топливе весьма проста. После

установки на ВС двигатель электрически запускается с безопасного

расстояния и работает непрерывно до полного выгорания топлива.

Охлаждение не представляет сложной проблемы, так как время

горения мало. Одним из способов предотвращения чрезмерного

нагрева двигателя от прилегающего к стенкам камеры топлива

является применение пустотелых бронированных шашек. В этом

случае горение происходит только по внутренней поверхности, а

внешние стенки шашки являются как бы изолятором. Такое

предохранение становится менее эффективным по мере сгорания

топлива, когда его стенки становятся более тонкими. Реактивное сопло

должно иметь прочную конструкцию.

Жидкостные ракетные двигатели

Основными составными частями жидкостного ракетного

двигателя (ЖРД) являются система подачи топлива, камера

сгорания, система зажигания (если топливо несамовоспламеняющееся)

и сопло.

Основные типы системы подачи топлива − вытеснительная и

насосная.

Вытеснительная система подачи топлива

Вытеснительная система подачи топлива подразделяется на

78

систему газобаллонной подачи и систему подачи вырабатываемыми

газами.

При газобаллонной системе подачи (рисунок 29) воздух или

какой-нибудь другой газ до запуска хранится на воздушном судне в

баллонах высокого давления. Он подается под определенным

давлением в топливные баки, вытесняя топливо в направлении

камеры сгорания.

Рисунок 29 – Газобаллонная система подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе:

1 − воздушный баллон под давлением 14 МПа; 2 − вентиль баллона;3 − топливные клапаны; 4 − бак с горючим; 5 − регулировочные насадки; 6 − регенеративно охлаждаемый реактивный двигатель; 7 – форсунки; 8 − гидравлический аккумулятор; 9 − силовой цилиндр; 10 – бак с окислителем; 11 – пусковой клапан двигателя; 12 − воздушный редуктор на

0,7 МПа

В системе подачи генерируемыми газами на воздушном судне

находятся химические вещества для выработки газов. Примером

Камера сгорания

Пусковой клапан

двигателя

Воздушный редуктор

на 7кг/см2

Бак с окислителем

1

2 3

4 5

6

7

8

9

10

11 12

79

такого вещества может быть перекись водорода, которая при

прохождении через катализатор, например перманганат натрия,

разлагается и образует пар высокого давления. Этот пар затем

поступает в топливные баки.

Для обеспечения хорошей работы любой системы необходимы

многие другие устройства, такие, как клапаны, редукторы,

трубопроводы и форсунки. Воздух хранится под давлением

14 МПа. Вентиль баллона открывается непосредственно перед

запуском воздушного судна. При открытом вентиле баллона система

находится под давлением до пускового крана двигателя. Воздушный

редуктор понижает давление до необходимого для работы системы.

Пусковой кран двигателя представляет собой электроклапан,

открываемый с безопасного расстояния. Воздух под более низким

давлением поступает в баки с горючим и окислителем и создает там

давление. Топливные баки должны быть сделаны из антикоррозийных

материалов. Кроме того, они должны быть достаточно прочными,

чтобы выдержать дополнительное давление воздуха. В то же самое

время, когда создается давление в топливных баках, воздух также

поступает в гидравлический аккумулятор и давит на гидравлическую

смесь. Гидравлическая смесь перемещает поршень рабочего цилиндра

топливного крана, который, в свою очередь, открывает топливные

клапаны. Горючее и окислитель теперь под давлением проходят через

соответствующие смесительные калиброванные отверстия, которые

регулируют поток таким образом, чтобы происходило смешивание

горючего и окислителя в определенной пропорции. Эти калиброванные

отверстия являются просто ограничителями в трубопроводах и

80

регулируются заранее до установки. В некоторых случаях эту функцию

выполняют форсунки, и тогда калиброванные отверстия не нужны.

Горючее и окислитель распыляются форсунками. Окислитель до

впрыска в камеру сгорания сначала проходит между ее стенками. Такое

охлаждение называется регенеративным.

Газобаллонные системы подачи топлива применяются для

двигательных установок, в которых объем подаваемого топлива

небольшой и расход его мал. В двигателях, требующих огромного

количества топлива, которое должно подаваться при большом расходе,

нужно иметь очень большой объем газа под высоким давлением.

Баллон, необходимый для такого запаса газа, должен быть большим,

прочным и занимать много места, что, конечно, является

нежелательным для управляемых ВС.

Насосная система подачи топлива

Насосные системы подачи топлива используются в двигателях,

предназначенных для сжигания большого объема топлива, а также

требующих большого расхода.

Насосная система подачи топлива состоит из насосов для подачи

горючего и окислителя. Для вращения турбины может использоваться

газ, вырабатываемый содержащимися на ВС химическими веществами.

Турбина может получать энергию для работы и от продуктов сгорания

основного двигателя.

На рисунке 30 представлена схема жидкостного ракетного

двигателя с парогазогенератором.

81

Воздух, находящийся в баллоне под давлением, поступает в два

бака, содержащих катализатор и нестойкое химическое соединение. В

парогазогенераторе это соединение разлагается при отсутствии

катализатора, образуя парогаз высокого давления. Парогаз вращает

турбину, которая, в свою очередь, приводит в движение два

топливных насоса. Таким образом горючее и окислитель подаются

через соответствующие трубопроводы и дистанционно управляемые

клапаны в камеру сгорания.

Рисунок 30 – Насосная система подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе:

1 − разлагающийся химический состав; 2 – клапан; 3 − сжатый воздух или газ; 4 – катализатор; 5 – парогазогенератор; 6, 11 − перепускной клапан окислителя; 7 – линия

подачи топлива; 8 − возврат горючего; 9 – регенеративно-охлаждаемый реактивный двигатель; 10 − форсунки горючего и окислителя; 12 − линия подачи окислителя; 13 – колесо

турбины; 14 − насос подачи окислителя; 15 − выход в атмосферу; 16 – бак с окислителем; 17 − насос подачи горючего; 18 − возврат горючего; 19 – бак с горючим; 20 – клапан

1

2

3 4 5

6 7

8

9 10 11

12

13

14 15

16

17

18 19

20

82

До впрыскивания в двигатель горючее используется для его

охлаждения. Избыток горючего возвращается через сливную трубу

обратно в бак.

В турбонасосной системе подачи топлива не обязательно

использовать парогазогенератор. Турбина может частично

располагаться в потоке выходящих продуктов сгорания. Вращение с

помощью вала и шестеренчатых соединений передается топливным

насосам.

Система охлаждения жидкостного двигателя

Во время горения топлива стенки камеры сгорания жидкостных

ракетных двигателей сильно нагреваются, поэтому их, а также сопло

необходимо охлаждать. При продолжительной работе

неохлаждаемого двигателя снижается механическая прочность

материалов и возможно оплавление критических сечений двигателя.

Для охлаждения часто применяется регенеративный способ. До

впрыскивания в камеру сгорания горючее и окислитель протекают от

сопла к головке двигателя между стенками. Тепло, поглощенное

горючим или окислителем, приводит к охлаждению камеры и

добавляется к энергии, первоначально содержащейся в горючем или

окислителе. Процесс пленочного охлаждения заключается в

медленной подаче части топлива, окислителя или какой-нибудь не

вступающей в реакцию жидкости к наиболее опасным местам камеры

сгорания. Жидкость образует на внутренней стороне стенки

защитную пленку, которая поглощает тепло и охлаждает стенку.

83

Для двигателя с пористым охлаждением необходима камера

сгорания, в которой внутренняя стенка сделана из пористого

материала. Охлаждающая жидкость проходит через эти поры и

действует так же, как и при пленочном охлаждении. Применение

этого способа представляет сложную проблему. Пористая

конструкция снижает механическую прочность камеры сгорания, а

неравномерное распределение пор и изменение давления в камере

сгорания в различных местах делают невозможным управление

потоком охлаждающей жидкости.

Регенеративное и пленочное охлаждение, а также их комбинация

являются наиболее широко применяемыми способами охлаждения.

Так как область управляемых ракетных двигателей является

относительно новой, то конструкция двигательных установок будет

часто изменяться в сторону повышения КПД двигателей. Однако это

не означает, что существующие ныне двигатели скоро устареют.

Определенно можно сказать, что основные части и процессы

нынешних двигательных установок будут существовать еще в

течение длительного времени.

АТОМНАЯ ЭНЕРГИЯ

ДЛЯ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

В настоящее время серьезное внимание уделяется

использованию атомной энергии. Атомная двигательная установка

намного увеличила бы скорость полета ВС. Существующие сейчас

двигатели перестали бы использоваться в качестве основных

84

установок, хотя все еще могли бы служить для взлета и ускорения на

первых этапах полета, чтобы предотвратить радиоактивное

загрязнение района запуска от атомной двигательной установки.

Одно из главных преимуществ использования атомной энергии в

том, что она обеспечивает почти неиссякаемый источник топлива или

тепла. Это преимущество является наиболее значительным для тех

ВС, которые находятся в особенно невыгодном положении из-за

высокого расхода топлива. На любом ВС, приводимом в движение с

помощью ядерной энергии, подача топлива осталась бы почти

постоянной. Топлива, необходимого для начала реакции, было бы

достаточно для длительной работы. Однако чтобы создать тягу, на

управляемом ВС должна находиться некоторая другая «масса» с тем,

чтобы абсорбировать ядерную энергию и ускоряться.

Основными проблемами, стоящими перед наукой, являются

защита элементов ВС и приборов от излучений и разработка ядерной

установки таких размеров, чтобы быть практически пригодной для

движения управляемых ВС.

Перспективы в этой области весьма многообещающие.

Безусловно, использование атомных двигателей сделает расстояние

второстепенным фактором для ВС, так как оно будет иметь на борту

огромный запас энергии.

Ускорители

Основная двигательная установка ВС во многих случаях не

развивает достаточную для взлета статическую тягу (это особенно

85

относится к пульсирующим и прямоточным воздушно-реактивным

двигателям). Некоторым ВС нужно сообщать начальную скорость

для обеспечения нормальной работы двигателя, образование

подъемной силы или аэродинамическую устойчивость при взлете.

Чтобы удовлетворить подобным требованиям, дополнительно к

основной двигательной установке применяют стартовые ускорители.

Они сообщают ВС тягу на начальном участке полета. Обычно блок

ускорителя состоит из ракетного двигателя на твердом топливе и

устройства, посредством которого он крепится к ВС. Двигатель на

твердом топливе является наиболее пригодным для этой цели

вследствие простоты конструкции и эксплуатации, его способности

развивать большую тягу в короткий промежуток времени. В

некоторых случаях в состав блока ускорителя входят

аэродинамические стабилизирующие поверхности. Как правило,

ускоритель крепится непосредственно к ВС.

Имеются случаи, когда вспомогательная установка, создающая

тягу, входит в конструкцию пускового устройства. Для поддержания

ВС в желаемом положении до запуска используется так называемая

пусковая установка. В основном пусковая установка представляет

собой механическую конструкцию, которая поддерживает и

направляет ВС таким образом, чтобы оно двигалось в начале полета в

заданном направлении.

86

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Скубачевенко, Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели /

Г. С. Скубачевенко. – Москва: Машиностроение, 1974.

Борисенко, А. И. Газовая динамика двигателей / А. И. Борисенко. –

Москва: Оборонгиз, 1982.

Казанджан, П. К. Турбовинтовые двигатели / П. К. Казанджан,

А. В. Кузнецов. – Москва: Воениздат, 1981.

Иноземцев, Н. В. Авиационные газотурбинные двигатели /

Н. В. Иноземцев. – Москва: Оборонгиз, 1981.

87

ОГЛАВЛЕНИЕ

ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ………………………. 3

ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ И РАСЧЕТНЫЕ СООТНОШЕНИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ ………………………………………………… 6

КЛАССИФИКАЦИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ …………………………13

ТОПЛИВО ДЛЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ………………………………15

ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ …………………...35

ВОЗДУШНО- РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ………………………………….. 42

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ………………………………………………………. 75

АТОМНАЯ ЭНЕРГИЯ ДЛЯ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ …………. 84

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ ……………………………………………………….. 87

__________________________

Учебное издание

С о с т а в и т е л и:

Рипинский Антон Иванович Пляц Олег Михайлович

РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Учебно-методическое пособие

Редактор Т. А. Шабанова

Ответственный за выпуск Н. Л. Рипинская

Подписано в печать 15.11.2011. Формат бумаги А4. Бумага офсетная. Гарнитура «Таймс». Усл. печ. л.5,1. Тираж 30 экз. Заказ № 300

Отпечатано в редакционно-издательском отделе МГВАК

220096, г. Минск, ул. Уборевича, 77

88