§ 137. Реактивные двигатели

Ускоренное движение газового потока в трубопроводе переменного сечения и при вытекании газа из сопла вызывается уменьшением давления в газовой струе. Приобретая ускорение, газовый поток оказывает противодействие, порождающее реактивную силу, приложенную к трубопроводу и соплу, направленную в сторону, противоположную ускорению газового потока и равную ежесекундному приросту количества движения вытекающего газа; когда давление в вытекающей струе на выходе из сопла превышает противодавление среды, реакция газовой струи дополняется импульсом этих неуравновешенных сил давления.

Обозначим ежесекундный весовой расход газа через скорость газа перед истечением через и скорость струи через тогда ежесекундный прирост количества движения будет равен

Если среднее давление в выходном сечении равно а противодавление (при выбросе газа в атмосферу — атмосферное давление) равно то неуравновешенная сила давления, действующая на выходное сечение сопла будет равна В сумме реакция газовой струи

Чтобы реализовать вытекание газа со сверхзвуковой скоростью, применяют расширяющиеся сопла; при работе сопла в расчетных условиях давление на выходе в струе равно противодавлению среды,

Реакция газовой струи используется в реактивных двигателях. Реактивные двигатели подразделяются на две группы: на воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и на ракеты. На борту летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем содержится только энергоноситель, а окислителем и рабочим веществом, истечение которого создает тягу, служит атмосферный воздух. Ракетный

двигатель содержит и энергоноситель и рабочее вещество, поэтому его работа не зависит от окружающей среды.

Воздушно-реактивные двигатели захватывают атмосферный воздух, сжимают и нагревают его и с увеличенной скоростью отбрасывают через выходное сопло. За счет прироста количества движения потока и неуравновешенных сил давления в выходном сечении возникает реактивная тяга.

Экономичность реактивного двигателя определяется удельной тягой т. е. тягой, создаваемой при расходе энергоносителя в 1 сек.:

В настоящее время распространены два вида ВРД: турбореактивные и прямоточные.

Турбореактивные двигатели (ТРД, рис. 287) состоят из воздухозаборника; ротационного компрессора, вращаемого газовой турбиной; камер сгорания и реактивного сопла. Давление воздуха, сжимаемого компрессором, увеличивается в 4—10 раз.

Рис. 287. Схема турбореактивного двигателя.

Сжатый воздух поступает в камеры сгорания, куда также впрыскивается энергоноситель. В этой камере теплосодержание и температура продуктов сгорания увеличиваются в два-три раза. Продукты сгорания проходят через газовую турбину, имеющую одну, две или три ступени, и приводят во вращение ее колесо, расположенное на одном валу с ротором компрессора. Теплосодержание газа перед турбиной больше, чем за компрессором; поэтому (при равенстве работы, затраченной газом на вращение турбокомпрессора, работе, расходуемой компрессором на сжатие воздуха) понижение давления в турбине меньше повышения давления в компрессоре и скорость истечения из сопла больше скорости набегания: возникает реактивная тяга, равная приросту импульса захватываемого воздуха. С увеличением подогрева теплоперепад на турбине

возрастает, скорость вращения турбокомпрессора увеличивается, и реактивная тяга растет. Температура газов перед турбиной ограничена термостойкостью лопаток. Для увеличения тяги на сверхзвуковых ТРД за турбиной устанавливают «форсажные камеры», в которых дожигают дополнительное количество горючего, так чтобы температура достигала максимально возможной величины. Тяга возрастает при этом в тем большей мере, чем больше скорость полета.

Применение ТРД становится целесообразным при скорости полета не менее 800 км/час.

Турбины газотурбинных двигателей, на которых используется весь перепад давлений, развивают большую мощность, чем требуется для вращения компрессора. Избыток мощности может служить для привода воздушного винта: так устроены турбовинтовые двигатели (ТВД), пригодные при скоростях полета в 600-800 км/час.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) состоят из воздухозаборника, в котором давление повышается за счет скоростного напора набегающего потока, камер сгорания и выходного сопла (рис. 288).

Рис. 288. Схема дозвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

При нагревании воздуха его удельный объем возрастает, скорость движения увеличивается и возникает реактивная тяга. Понятно, что в неподвижном воздухе ПВРД не может развивать тяги, так как у него отсутствуют приспособления для засасывания воздуха; самолеты или снаряды, оснащенные ПВРД, нуждаются в принудительном запуске, например при помощи стартовых ракет.

Прямоточные ВРД - единственные двигатели, пригодные для наиболее скоростных самолетов (). Турбореактивные двигатели (и тем более винтовые) при такой скорости полета работать не могут.

Ракетные двигатели подразделяются на пороховые ракетные двигатели (ПРД) и на жидкостные ракетные двигатели ОКРД).

Рабочее вещество, находящееся на борту ракеты, неподвижно относительно двигателя Если газы в выходном сопле расширяются до противодавления то формула реактивной тяги (20) упрощается:

Здесь расход рабочего вещества в скорость истечения в Сила тяги ракеты зависит только от перепада давления и не зависит от температуры газов, так как скорость истечения прямо пропорциональна корню из а расход обратно пропорционален величине

Удельная тяга ракетных двигателей согласно (21) и (22) равна С увеличением температуры и относительного давления в камере растет, а с увеличением молекулярного веса газов — убывает. Конечная скорость ракеты определяется по второму закону Ньютона:

где тяга, которая остается почти постоянной, вес ракеты, убывающий по мере расхода рабочего вещества Разделив переменные и интегрируя в пределах от до и от до после несложных преобразований получаем формулу, впервые выведенную К. Э. Циолковским для вертикального запуска ракеты:

В эту формулу входит среднее ускорение силы тяжести так как ускорение убывает с увеличением высоты полета ракеты

Пороховые ракеты (ПРД) состоят из камеры сгорания с пороховым составом, выходного сопла и запального устройства.

Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) состоят из камеры сгорания с форсунками и запальными приспособлениями, сопла, турбонасосов и баков с горючим и окислителями (рис. 289).

Рис. 289. Схема жидкостного ракетного двигателя.

Ракета — единственный двигатель, способный действовать в безвоздушном пространстве и пригодный для космических полетов. Если скорость горизонтального полета ракеты на высоте столь велика, что ее центростремительное ускорение становится равным ускорению силы тяжести ракета становится искусственным спутником Земли. Отсюда орбитальная скорость ракеты

При увеличением высоты орбиты скорость уменьшается.

Период обращения искусственного спутника Земли тем больше, чем больше высота:

При

Орбитой искусственного спутника обычно бывает не круг, а эллипс, один из фокусов которого лежит в центре Земли. Наиболее удаленная точка эллиптической орбиты спутника — афелий — находится далеко за пределами атмосферы, а наиболее близкая точка — перигей — может отстоять менее чем на 100 км от земной поверхности. При движении вблизи перигея спутник испытывает заметное торможение: его полная энергия, высота орбиты и период обращения убывают, хотя окружная скорость увеличивается, так как убыль потенциальной энергии больше прироста кинетической.

Чтобы ракета достигла орбиты Луны, она должна развить начальную скорость, не меньшую чем (см. примечание на стр. 138). Первый запуск такой ракеты был осуществлен 2 января 1959 г. в Советском Союзе.

12 сентября 1959 г. советская космическая ракета достигла поверхности Луны и доставила на нее вымпел СССР. 4 октября того же года автоматическая межпланетная станция сфотографировала обратную сторону Луны.

Для полетов к другим планетам начальная скорость космической ракеты должна превышать Запуски космических ракет к Венере, осуществленные в Советском Союзе и США, а также запуск в СССР межпланетной станции к Марсу ознаменовали начало эры межпланетных перелетов. Можно думать, что в этих перелетах вскоре примет участие и человек. Об этом свидетельствуют успешные космические полеты советских космонавтов Ю. А. Гагарина, Г. С. Титова, А. Г. Николаева и П. Р. Поповича, а также американских космонавтов Гленна, Карпентера и Ширра.