урбореактивные двигатели с форсажем (ТРДФ)

1. Турбореактивные двигатели с форсажем (ТРДФ)

Скорость истечения газа из сопла:
k г -1
kг
*
*
г
С
2
RT 1 p
p
сф
сф
k -1 ф Н ф
г
k
k г -1
kг
*
*
г
С 2
RT 1 - p
p
с
с k -1 т Н т
г
k
Сс ф
Сс
≈
Т ф*
Т т*

2. Параметры ТРДФ

Удельная тяга двигателя :
Rуд.ф Ccф V Cc
Rуд.ф
Rуд.ф
Rуд.
Т ф*
Т т*
V Rуд
Т*
ф
V
1
*
*
Тт
Т
т
Т ф*
*
V Т ф
1
*
*
Т т Rуд Т т
степень
форсирования
двигателя
Т ф*
при взлете:
Т ф*
Rуд.ф
Т т*
Необходимое увеличение площади
критического сечения сопла
(принимаем условие pт*=const)
Gп mг
кр pт*
Т
*
т
Fкр q( кр ) mгф
крф pт*
(1 g тф ) Т
*
ф
Fкрф q( крф )
откуда
приближенно:
Fкрф
Fкрф
Fкр
Т ф*
Т т*
2

3. Параметры ТРДФ

Q1 Q1ф ср (Т г - Т к ) ср (Т ф - Т т ) ср (Т г - Т в - Lк
Подведенная
теплота
ср Tф - Tв
ср
Т ф - Т г Lт
ср
)
максимально достижимая температура Тф определяется запасом
кислорода для горения:
р
Q
н
Q Q L0
1 1ф
1.1....1.15
при Σ=1:
TФ пред Т в
г Qнр
С р L0
в стендовых условиях Тф пред≈2200 К; при Мп=2,5 до 2400 К; практически Тф пред =1900 – 2100 К.
Влияние условий полета на Rуд ф и Суд ф
удельный расход топлива:
C удф
3600 Q1 Q1ф
RудфQнр
10; Н 11км; Т Г* 1200К
3

4. Оптимизация параметров двигателей с форсажем

Применение: когда режимы форсажа используются в качестве основных
режимов работы.
• Задача: при заданных условиях полета и постоянстве ТГ и ТФ найти степень
повышения давления в компрессоре, соответствующую максимальной
удельной тяге
• Rуд max достигается при р*Т= р*Тmax,
xк xк
поскольку рН=const и рВ=const, это соответствует условию
хт
из уравнения
баланса
получаем
в результате
хт max
k
k
1
* xк 1
RTн
г RT * т 1
k 1
к
k -1 г хт
г
xк
x 1
xк 1 к
хт
т к
т к 2xк 1 0
xк
xк
0
хт
и
к оптф
1 т к
2
k
k 1
4

5.

Оптимизация параметров двигателей с форсажем
с у ТРД и ТРДФ изменяются
одинаково, а температура перед
форсажной камерой по-разному
оптимальные к по удельной тяге и экономичности
совпадают
Q1 Q1ф
Cp
г
TФ - TH const
C уд ф
3600 Q1 Q1ф
RудфQнр
копт ф
1 Т
1 г
2 Тн
т к
k 1 2
MП
1
2
xl
k k 1
xlf
2
1,264911
1,8
3
1,549193
2,2
4
1,788854
2,6
5
2
3
5

6. Зависимость показателей ТРДФ при различных условиях полета от к, Тг и Тф.

Зависимость показателей ТРДФ при различных
условиях полета от к, Тг и Тф.
•увеличение Тф всегда увеличивает
Rуд и Суд;
•увеличение Тг увеличивает Rуд и
уменьшает Суд;
•при изменении к оба параметра
имеют экстремум, причем , чем
больше Мп, тем меньше копт;
•с ростом Мп влияние параметров
ослабевает, т.к. уменьшается
теплоподвод в основной камере и
растет при сжатии доля
скоростного напора.
Тг=1600 К
Тг= 1200 К
6

7. Турбовинтовые и турбовальные двигатели

R= Rв+Rc - суммарная тяга
Тяговая работа:
Lтяг Lтяг в Lтяг с Lв в Cc V V
Сс2 V 2
Сс2 V 2
Le Lт Lк р
Lв
2
2
( р 0,98 0,985)
Эквивалентная мощность
Nэ Nв
RcV
в
7

8. Показатели ТВД

На взлетном режиме или при работе на стенде
V=0 и в = 0.
Принимают:
Rв / Nв 12 16 (Н кВт ) и
N э0 N в0
Rc 0
Полный КПД двигателя:
п Lтяг Q N тяг GQ
1
1
п
здесь
где
N тяг N э в , GQ1
QнрGт ч
3600
3600 N э в 3600 в
QнрGт ч
Qнр сe
сe
Gт ч
Nэ
удельный
расход
топлива
Н=0, Мп= 0
Н=11км, Мп=0,75
8

9. Оптимальное распределение работы цикла между винтом и соплом

Тяговая работа:
Lтяг Lв в Cc V V
в качестве переменной введем
отношение скоростей Сс / V
Lтяг
V2
Le
2
Работа, передаваемая на винт:
Сс2 V 2
мех
Lв Lе
2
Cc 2
2 C
1 мех в V c 1
V
V
После дифференцирования:
1
Cc
V опт мех в
принимают с=1,15…1,3.
Lтяг
0
Cc
V
поскольку Q1 не зависит от
распределения работы,
величина (Сс/V)опт
соответствует также
максимуму полного КПД п .
9

10. Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)

Степень двухконтурности
m GвII
GвI
Полный КПД двигателя:
0 e п
1. В двигателях с реактивной тягой с ростом Тг увеличивается е и скорость Сс.
2. При умеренных скоростях полета (трансзвук) увеличение разности (Сс-V)
снижает полетный КПД п, что тормозит рост полного КПД 0.
3. В двухконтурных двигателях часть полезной работы первого контура
передается вентилятору второго контура. При этом скорость Сс1 уменьшается
и полетный КПД сохраняет приемлемые значения.
4.Воздух второго контура направляется в сопло, что создает дополнительную
тягу, компенсирующую снижение тяги первого контура.
10

11. Двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД, ТРДД)

Схемы ТРДД
а), б), в) – с раздельными контурами; г)- с камерой смешения;
б)- с укороченным вторым контуром; в) – с подпорным компрессором
11

12. Удельные параметры ТРДД

ТРДД с раздельными контурами
тяга каждого из контуров:
RI GгI CcI pcI pH FcI GвIV
RII GгII CcII pcII pH FcII GвIIV
Удельный расход топлива:
GтлI GтлII
cуд
RI RII
суммарная удельная тяга:
RудI mRуд II
RI RII
Rуд
GвI GвII
1 m
3600 g тлI mgтлII
cуд
1 m Rуд
ТРДД с камерой смешения (по аналогии с ТРД):
R Gг Cc pcI pн Fc Gв V
Rуд
R
Gв
cуд
Gтл I Gтл II
R
GтII≠ 0, если во втором контуре также подводится топливо
12

13. Оптимальное распределение работы цикла в ТРДД с раздельными контурами

(параметры I контура и степень двухконтурности известны)
Удельная тяга
двигателя:
Rуд
условие получения
максимальной тяги
Rуд I mRуд II
Rуд
LкII
1 m
C
C
cI m cII 0
LкII
LкII
Удельная работа первого контура:
Баланс энергии во втором контуре:
Тогда:
CcI
m
LкII
СсI
Поскольку:
и
ccI V m(ccII V )
1 m
где LкII - работа,
передаваемая во второй
контур
СсI2 V 2
Le mLкII
f m,V
2
2
СсII
V 2
LкII II
2
II - потери во втором
контуре ( II=0,78…0,86)
CcII II
LкII CcII
CcI
C
m cII 0
LкII
LкII
имеем:
CcII
II 1
CcI опт
13

14.

Скорости на срезе каждого из сопел:
CcI I
k 1
k
2k
p
*
Н
RTТ 1 *
pт
k 1
;
CcII II
k 1
k
2k
p
*
Н
RTКII 1
*
k 1
II pКII
σII =0,94-0,96 – полный
контур
σII =0,98-0,99 –
укороченный контур
поскольку Т*т.>T*к II, должно быть р*кII>p*т
m=1; Н=0;V=0;
кΣ=25; Тг=1600К
Распределение работы, соответствующее максимуму удельной тяги,
соответствует также минимуму удельного расхода топлива.
14

15. Влияние внешних условий

при II=1
2
С сI2 V 2 С сII
V 2
;
2
2
С сI2 V 2
Le mLкII
mLкII LкII ;
2
L
LкII opt e
1 m
1.
Увеличение работы внутреннего контура (вследствие роста ТГ или кI) приводит к
возрастанию Lк II и кII..
2.
Скорость полета при дозвуковых скоростях слабо сказывается на Lк I и Lк II ;
3. Увеличение высоты полета приводит к увеличению Lк I и Lк II и тем более кII из-за
снижения температуры Тн.
4. Увеличение степени двухконтурности уменьшает Lк II кII
15

16. Влияние параметров первого контура и степени двухконтурности на удельные показатели ТРДД

16

17. Влияние параметров первого контура и степени двухконтурности на удельные показатели ТРДД

При кII = кII опт и II=1:
СсI СсII
RудI mRуд II
2Le
2Le
3600QI
V 2 ; Rуд
V 2 V ; ce
.
1 m гQнр Rуд
1 m
1 m
1 m
к =20;
2- Н=11км, Мп=0,9; к = 25;
3- Н=11 км, Мп=2, к = 12.
1- Н=0, Мп=0,
17

18. Влияние степени двухконтурности на показатели ТРДД

принимаем к II= const и
суммарная удельная тяга:
m= var, тогда RудII ≈ const
Rуд
RудI
1 m
mRуд II
1 m
c ростом m Rуд монотонно
уменьшается из-за уменьшения
первого слагаемого
с ростом m:
•эффективный КПД e уменьшается из-за роста
потерь при передаче энергии во 2-й контур
•полетный КПД п увеличивается в
соответствии с формулой
п
2V ccI mccII m 1 V
,
2
ccI2 mccII
m 1 V 2
где ccII = const, а ccI уменьшается.
cуд
3600 g тл
1 m Rуд
18

19. Выбор параметров второго контура в ТРДДсм (с камерой смешения)

Считаем известными для обоих контуров параметры газа (Т*т,р*т,λт) и воздуха
(Т*II,р*IIλII) перед смешением. При дозвуковых скоростях ( λ =0,3-0,5) можно принять рI ≈
рII. Поэтому должно выполняться равенство:
pт* ( т ) pII* ( II )
Для камеры смешения выполняются условия сохранения:
энергии
массы
импульса (при Fсм=F1+F2)
из (1) находим Тсм
получаем
GI c pгTт* GII c pвTк*II GI GII c pсмTс*м
(1)
GI GII Gсм
(2)
z( I ) Tт* mz( II ) Tк*II (1 m) z( см ) Tсм*
(3)
Tт* mTк*II
T
1 m
*
см
FI pт* I q( I )
Tт*
(3)
FII pк*II II q( II )
Tк*II
находим λсм
*
FI FII pсм
q( см )
Tсм*
σсм=0,98…0,99
(2)
р*см
19

20. Оптимизация параметров второго контура в ТРДДсм

Необходимое требование: минимизация потерь энергии при смешении потоков
перед камерой смешения:
рI=рII ;
при λ I =0,3-0,5 можно принять
тогда скорости газа и воздуха перед
камерой пропорциональны:
скорость выхода из
сопла двигателя:
pI* pII*
C I ~ Tт* , C II ~ Tв*II .
k 1
k
2k
p
Tт* mTк*II
*
*
Н
Ссм
RTсм 1 *
Tсм
pсм
k 1
1 m
отношение удельной тяги ТРДД со смешением потоков к удельной
тяге двигателя с раздельными контурами:
Rуд
1 m T
T
*
I
*
I
mT
m T
*
II
*
II
2
1
T
2
m Tт* Т кII
T
*
I
m
*
II
2
2
1,015...1,025
20

21. Оптимизация параметров второго контура в ТРДДсм (с камерой смешения)

Максимальная удельная тяга достигается при минимизации потерь при
смешении потоков. Условием оптимального распределения энергии между
контурами является условие
p* (0,97...1,05) p*
II
I
таким образом, оптимальное значение πкII здесь ниже,чем в ТРДД с
раздельными контурами
21

22. Двухконтурные двигатели для сверхзвуковых скоростей (ТРДДФ)

Форсаж в ТРДД применяют, чтобы распространить их применение на
сверхзвуковые скорости полета.
При отсутствии форсажа наблюдается:
1. Резкое уменьшение Rуд по m. Отсюда – рост расхода
воздуха и миделя двигателя.
2. При больших скоростях - резкое увеличение суд с ростом т.
Форсаж в 2-х контурных двигателях используется при взлете, совершении
маневра и, в основном, для компенсации падения Rуд по скорости полета.
22

23.

Основная схема ТРДДФ - со смешением потоков и
общей форсажной камерой:
для камеры смешения минимум
потерь соответствует условию :
pт* pк*II
но для многорежимных двигателей
это условие невыполнимо
g тл
*
*
Gтл c p Tф TН
G
г Qнр
Величина gтлΣ не зависит от кII и от m. Значения
кIIопт по уд. тяге и уд. расходу топлива совпадают
Доказательство:
удельная теплота, подведенная в 1-м контуре
Q1 I c p TГ TК1 TФ TT 1 c p TГ TН Lк1 TФ TГ Lт c p TФ TН Lт Lк1
c
c
c
c
p
p
p
p
то же во 2-м контуре
поскольку
Q1II c p TФ TК2 m c p TФ TН Lк2 m
cp
суммарная теплота
Lт Lк1 Lк2 m
Q1 c p TФ TН 1 m
23

24.

Влияние параметров 1-го контура на Rуд и Суд:
при заданном Тг уменьшение Rуд при увеличении m
происходит из-за уменьшения давления рсм и с.
линия А-А ( изменение Тг при т=const):
при увеличении Тг увеличивается рсм≈рт, т.е.
давление перед соплом, откуда увеличивается Rуд.ф
при этом необходимо увеличение сII.
При заданной тяге уменьшается расход воздуха и
площадь миделя и масса двигателя.
Сохранение значения Rуд при увеличении Тг возможно при одновременном
увеличении т (линия Б-Б). Размеры двигателя сохраняются, но
улучшается экономичность на малых скоростях.
24

25.

Влияние параметров 1-го контура на Rуд и Суд:
Мп=2,
Н=11 км,
т=1
Тф=2000 К
без форсажа
Н= 0 км
Н= 11 км
25

26. Прямоточные двигатели (показания к применению)

с ростом скорости и высоты полета:
• растут давление р*в и температура Т*в
перед компрессором, к уменьшается,
работа турбокомпрессора становится
менее эффективной;
• уменьшается приведенный расход воздуха
через компрессор, в связи с тем, что
величина Gв влияет на тягу сильнее, чем Rуд,
тяга двигателя снижается;
• отсутствие турбокомпрессора
существенно облегчает и удешевляет
двигатель, что важно для беспилотных и
одноразовых аппаратов.
Недостаток: необходим разгонный двигатель или катапульта.
26

27. Зависимость параметров перед компрессором от скорости полета

27

28. Основные типы ПВРД

28

29. Процесс газодинамического сжатия воздуха

работа сжатия воздуха в
воздухозаборнике:
Lсж с рTн
k 1 2
Mп ,
2
степень повышения давления в
воздухозаборнике:
pв* pн*
k 1 2
в
вх 1
Mп
pн pн
2
работа сжатия, записанная в форме
принятой для компрессоров ГТУ:
k
k 1
вх
k 1 2 k 1k
M п вх 1
1
k 1
2
c T
Lсж c pTн в
,
p н
сж
сж
k 1
откуда КПД процесса сжатия:
сж
k 1 2 k 1k
1
M п вх 1
2
k 1 2
Mп
2
29

30.

Термодинамический цикл ПВРД
эффективный КПД
цикла:
m р сж
k 1 2
e m
Mп
1
k
1
2
2
1
M п сж
2
k 1 2
Mп
1
2
k 1 2
Mп
1
2
КПД идеального цикла: t 1
xв ид 1 k 1 M 2
п
2
приведенные параметры:
Le пр
Le
Q1
k 1 2
;
1
Mп
c pTн
c pTн
2
максимальная работа цикла
достигается при:
xвL m р сж
связь между и
идеальный цикл
действительный цикл
:
k 1 2 Qнр г
Q1 c pTн m 1
M п
2
L0
30

31.

Термодинамический цикл ПВРД
если пренебречь потерей давления в камере
сгорания, работа расширения:
1
Lр с pTг 1 р , где
xв
k -1
xв в
k
.
удельная работа цикла:
Le
подведенная теплота:
эффективный КПД
цикла:
КПД идеального цикла:
c pTн
сж
m р сж
1 , где
xв
xв 1
m
с p
cp
k 1 2
Q1 c p Tг Tн* c pTн m 1
M п
2
m
k 1 2
р сж
e m
Mп
1
k
1
2
2
1
M п сж
2
k 1 2
Mп
1
2
t 1
xв ид 1 k 1 M 2
п
2
k 1 2
Mп
1
2
31

32.

Эффективность ПВРД как движителя
для ВРД любого типа полетный КПД:
скорость истечения из сопла:
учитывая, что:
получаем:
Le
c pTн
сж
п
1
2
cc
Vп
cc 2 Le Vп2 Vп
2 Le
Vп2
1.
m р сж
k 1 2
1 , xв 1
M п сж ,
x
2
в
xв 1
Vп M п kRTн
m р сж
cc
k 1 2
Vп
1
M п сж
2
32

33.

Удельные параметры ПВРД
скорость истечения из сопла
k 1
k
p
н
cc 2c pгTг 1
*
p
c
удельная тяга
скорость полета
k 1
p
k
Vп 2c pвTн 1 н *
pв
1 p p * k 1k
н
c
1 g тл cc
Rуд Vп
1 Vп 1 g тл m
1
Vп
1 p p * k 1k
н
в
Удельный импульс тяги–
отношение тяги двигателя к
массовому расходу топлива
двигателем :
1 p p*
н
c
Rуд
R
1 g тл
J уд
Vп
m
Gтл g тл
g
1 p p*
тл
н
в
Коэффициент тяги - отношение
тяги двигателя с единицы
2 RудGв
площади характерного
Fн
c
2
R
mid
поперечного сечения к величине
нVп2 Fmid
Fmid
скоростного напора:
1
k 1
k
k 1
k
1 p p*
н
c
1 g тл m
1 p p*
н
в
1
k 1
k
k 1
k
33

34.

Зависимость удельных параметров ПВРД
от числа скорости и высоты полета
• Для параметров Rуд и Jуд существуют значения
Мп опт;
• значения Мп опт увеличиваются при уменьшении
или увеличении θ, т.е. при росте Тг;
• причина – в изменении полного КПД, связанного с
влиянием п при умеренных Мп и КПД е при
больших Мп;
• величина сR монотонно снижается из-за роста Т
* и уменьшения степени подогрева
н
С увеличением высоты полета Нп
лобовая тяга, отнесенная к площади
входа в двигатель, падает тем
значительнее, чем меньше или
больше θ.
RудGв
RF
Rуд нVп
Fн
Мп=4
34

35.

Гиперзвуковые прямоточные воздушнореактивные двигатели (ГПВРД)
сверхзвуковое течение
сохраняется по всей
проточной части
двигателя
Идея: уменьшение степени сжатия во входном
устройстве, в результате чего:
• уменьшаются потери σвх;
• снижаются температура и давление в КС, что
уменьшает теплонапряженность конструкции
35

36.

54
Особенности цикла ГПВРД
• при подводе теплоты к сверхзвуковому
потоку возникают дополнительные потери
• поэтому идеальный цикл ГПВРД (НВГС) не
совпадает с идеальным циклом ПВРД
(НН*Г*о Со )
обозначим:
удельная работа и КПД
для ПВРД
Lt 0 c pTн ( х 1) 1 ;
x
p
х
pн
*
н
k 1
k
; кс
pг*
pн*
t 0 1 1 x
для ГПВРД
1
Lt c pTн ( х 1)
1
k 1
k x
1
x 1
1
x 1
t
x
1
k 1
k x
1
x 1
36

37.

Действительный цикл ГПВРД
55
коэффициент полного давления
*
p
в
вх
*
p
г
* ; кс
pн
pв*
; с
pс*
pг*
вх кс с
с увеличением Мп соотношение
вх с ГПВРД вх с ПВРД
кс ГПВРД кс ПВРД
растет
быстро
растет
медленно
область применения ГПВРД:
вх кс с ГПВРД
Удельная работа и КПД:
p k 1k p* k 1k
Le c pTн 1 g тл 1 н * н
1
pн pн
вх кс с ПВРД 1
p k 1k p * k 1k
1 g тл 1 н * н
1
p
p
н н
e
k 1
pн* k
1 g тл
pн
37

38.

Расчет относительных геометрических параметров
ГПВРД
соотношение площадей входа Fн и выхода Fв воздухозаборника:
fв
Fв q н 1
Fн q в вх
или
k 1 2
M п 1 2
1
2
fв
k
k 1
k 1 2
2
1
M
1
п
с
2
1
где
св V
статическая температура при
выходе из воздухозаборника:
k 1 2
Т в 1
M п 1 2
2
Т
н
38

39.

39

40.

Влияние формы камеры сгорания на показатели ГПВРД
при θ=сonst:
проходное сечение камеры
сгорания:
f кс
Fв 1 g тл q в *
Fг
q г кс
1. камера постоянного
сечения
2. камера постоянного
давления
предельное значение θ*=Тг*/ Тн*
(соответствует λг=1)
3. сужающаяся камера
Для расширения диапазона работы ГПВРД
камера на начальном участке должна иметь
постоянное сечение (вариант 1) до
достижения λг=1, а затем выполняться
расширяющейся для выполнения условия М=1.
40

41.

Параметры реактивного сопла ГПВРД:
степень понижения давления в сопле
определяется скоростью полета:
pг* pн* вх кс
k 1 2
с
вх кс 1
Mп
pн
pн
2
k
k 1
скорость истечения из сопла:
сс с
k 1k
2k
p
RTн* 1 н*
k 1
pг
k 1k
2k
p
RTн* 1 н*
k 1
pc
k 1
соотношение между коэффициентами φс и σс,
задающими потери в сопле:
изменение проходного сечения сопла:
f с f кс
k
pн
1 *
p
c2 н в х кс с k 1
k
pн
1 *
p
н в х кс
q г
q с с
41

42. Пульсирующие ВРД

43. Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета

Турбопрямоточные двигатели (ТПД)
на основе ТРДФ
решающее преимущество:
высокая эффективность
двигателя в условиях
больших скоростей полета.
на основе ТРДДФ
достигается максимальная
экономичность при
дозвуковых скоростях, но
сохраняется высокая
эффективность на
крейсерских режимах при
М=4,5…5
43

44.

Ракетно-турбинные двигатели (РТД)
со смешением потоков
3,4 – насосы горючего и окислителя;
5 – газогенератор; 7 – стабилизатор;
8 – камера сгорания; 9 -сопло
с раздельными контурами
3,5 – насосы окислителя и горючего;
4 – газогенератор; 7,8 – камеры
сгорания: воздушная и ракетная; 9,10
- сопла
44

45.

Термодинамический цикл РТД
ракетный цикл:
Н-КГ-ПГ –испарение и горение топлива,
ПГ-К – расширение в турбине,
К-К1 – смешение с воздухом (для схемы 1),
К-Г – горение топлива в воздухе,
Г-С – расширенние в сопле
воздушный цикл:
К- КВ - сжатие в компрессоре
Температура ТГ может быть такой же, как в ТРДФ и выше, давление рГ
выше, чем в ТРД при таком же к.
индекс «0» - при H=0, M=0
индекс «расч» – Мп=4, Н>11 км
режимы
1- РТД
2- ПВРД
45

46.

Использование хладоресурса криогеннных топлив
пароводородный РТД
1-насос жидкого водорода,
2- подогреватель водорода,
7- камера сгорания
Тг=1200 К, gтл= 1/38,
к0 max= 5 (на старте)
не используется
хладоресурс водорода
РТД с ожижением воздуха
2- отбор воздуха, 3теплообменник-конденсатор,
4-насос жидкого воздуха, 5насос жидкого водорода, 7водородо-воздушный
генератор
gтл увеличивается в 3-5 раз,
поэтому увеличивается к0max
и величина е.
Результат – более низкая, чем в ТРДФ лобовая масса и более высокая Rуд.
46

47. Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета

Турбопрямоточные двигатели (ТПД)
на основе ТРДФ
решающее преимущество:
высокая эффективность
двигателя в условиях
больших скоростей полета.
на основе ТРДДФ
достигается максимальная
экономичность при
дозвуковых скоростях, но
сохраняется высокая
эффективность на
крейсерских режимах при
М=4,5…5
47

48.

Ракетно-турбинные двигатели (РТД)
со смешением потоков
3,4 – насосы горючего и окислителя;
5 – газогенератор; 7 – стабилизатор;
8 – камера сгорания; 9 -сопло
с раздельными контурами
3,5 – насосы окислителя и горючего;
4 – газогенератор; 7,8 – камеры
сгорания: воздушная и ракетная; 9,10
- сопла
48

49.

Термодинамический цикл РТД
ракетный цикл:
Н-КГ-ПГ –испарение и горение топлива,
ПГ-К – расширение в турбине,
К-К1 – смешение с воздухом (для схемы 1),
К-Г – горение топлива в воздухе,
Г-С – расширенние в сопле
воздушный цикл:
К- КВ - сжатие в компрессоре
Температура ТГ может быть такой же, как в ТРДФ и выше, давление рГ
выше, чем в ТРД при таком же к.
индекс «0» - при H=0, M=0
индекс «расч) – Мп=4, Н>11 км
режимы
1- РТД
2- ПВРД
49

50.

Использование хладоресурса криогеннных топлив
пароводородный РТД
1-насос жидкого водорода,
2- подогреватель водорода,
7- камера сгорания
Тг=1200 К, gтл= 1/38,
к0 max= 5 (на старте)
не используется
хладоресурс водорода
РТД с ожижением воздуха
2- отбор воздуха, 3теплообменник-конденсатор,
4-насос жидкого воздуха, 5насос жидкого водорода, 7водородо-воздушный
генератор
gтл увеличивается в 3-5 раз,
поэтому увеличивается к0max
и величина е.
Результат – более низкая, чем в ТРДФ лобовая масса и более высокая Rуд.
50

51.

Ракетно-прямоточные двигатели (РПД)
с совмещенной камерой смешения и
горения (а), с раздельными камерами (б).
1- воздухозаборник, 2 – газогенератор,
3- сопло газогенератора, 4 – камера
смешения (и сгорания), 5 – корпус
прямоточного контура, 6 – реактивное
сопло.
характерные параметры:
m
Gв
1 коэффициент
Gтл g тл эжекции
*
pпг
p * ; пг
pв
коэффициент
избытка окислителя
керосин +азотная к-та,
пг=0,8; Σ = 1,25, рֿ=50
с дожиганием
без дожигания
твердое топливо,
рпг= 1,9 МПа, Н=12 км
Jуд
СR
51