Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы.
История
Первый самолет братьев Райт, самостоятельно оторвавшийся от Земли в 1903 году, был оснащен поршневым двигателем внутреннего сгорания. И на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолетостроении. Но во время Второй мировой войны стало ясно, что традиционная поршнево-винтовая авиация подошла к своему технологическому пределу – как по мощности, так и по скорости. Одной из альтернатив был воздушно-реактивный двигатель.
Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости Константин Циолковский. Еще в 1903 году, когда братья Райт запускали свой первый самолет «Флайер-1», российский ученый опубликовал свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами», в котором он разработал основы теории реактивного движения. Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Циолковскому потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.
Реактивный самолет Су-11 с двигателями ТР-1, разработки КБ Люльки
Тем не менее, родиной серийного турбореактивного двигателя суждено было стать совсем другой стране – Германии. Создание турбореактивного двигателя в конце 1930-х было своеобразным хобби немецких компаний. В этой области отметились практически все известные ныне бренды: Heinkel, BMW, Daimler-Benz и даже Porsche. Основные лавры достались компании Junkers и ее первому в мире серийному турбореактивному двигателю 109-004, устанавливаемому на первый же в мире турбореактивный самолет Me 262.
Несмотря на невероятно удачный старт в реактивной авиации первого поколения, немецкие решения дальнейшего развития нигде в мире не получили, в том числе и в Советском Союзе.
В СССР разработкой турбореактивных двигателей наиболее удачно занимался легендарный авиаконструктор Архип Люлька. Еще в апреле 1940 года он запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, позже получившую мировое признание. Архип Люлька не нашел поддержки у руководства страны. С началом войны ему вообще предложили переключиться на танковые двигатели. И только когда у немцев появились самолеты с турбореактивными двигателями, Люльке было приказано в срочном порядке возобновить работы по отечественному турбореактивному двигателю ТР-1.
Уже в феврале 1947 года двигатель прошел первые испытания, а 28 мая свой первый полет совершил реактивный самолет Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработки КБ А.М. Люльки, ныне филиала Уфимского моторостроительного ПО, входящего в Объединенную двигателестроительную корпорацию (ОДК).
Принцип работы
Турбореактивный двигатель (ТРД) работает на принципе обычной тепловой машины. Не углубляясь в законы термодинамики, тепловой двигатель можно определить как машину для преобразования энергии в механическую работу. Этой энергией обладает так называемое рабочее тело – используемый внутри машины газ или пар. При сжатии в машине рабочее тело получает энергию, а при последующем его расширении мы имеем полезную механическую работу.
При этом понятно, что работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. Поэтому газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием – охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип работы турбореактивного двигателя.
Таким образом, любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера.
Рабочее тело – воздух, попадает в компрессор и сжимается там. В компрессоре на одной вращающейся оси укреплены металлические диски, по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». Они «захватывают» наружный воздух, отбрасывая его внутрь двигателя.
Далее воздух поступает в камеру сгорания, где нагревается и смешивается с продуктами сгорания (керосина). Камера сгорания опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб, которые называются жаровыми трубами. В жаровые трубы через специальные форсунки и подается авиационный керосин.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. Ее раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку-пропеллер. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения – до 30 тысяч оборотов в минуту. Факел из камеры сгорания достигает температуры от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Воздух здесь расширяется, приводя турбину в движение и отдавая ей часть своей энергии.
После турбины – реактивное сопло, где рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создает реактивную тягу.
Поколения турбореактивных двигателей
Несмотря на то, что точной классификации поколений турбореактивных двигателей в принципе не существует, можно в общих чертах описать основные типы на различных этапах развития двигателестроения.
К двигателям первого поколения относят немецкие и английские двигатели времен Второй мировой войны, а также советский ВК-1, который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.
Истребитель МИГ-15
ТРД второго поколения отличаются уже возможным наличием осевого компрессора, форсажной камеры и регулируемого воздухозаборника. Среди советских примеров двигатель Р-11Ф2С-300 для самолета МиГ-21.
Двигатели третьего поколения характеризуются увеличенной степенью сжатия, что достигалось увеличением ступеней компрессора и турбин, и появлением двухконтурности. Технически это самые сложные двигатели.
Появление новых материалов, которые позволяют значимо поднять рабочие температуры, привело к созданию двигателей четвертого поколения. Среди таких двигателей – отечественный АЛ-31 разработки ОДК для истребителя Су-27.
Сегодня на уфимском предприятии ОДК начинается выпуск авиационных двигателей пятого поколения. Новые агрегаты установят на истребитель Т-50 (ПАК ФА), который приходит на смену Су-27. Новая силовая установка на Т-50 с увеличенной мощностью сделает самолет еще более маневренным, а главное – откроет новую эпоху в отечественном авиастроении.
Вращающийся воздушный винт тянет самолет вперед. Но реактивный двигатель с большой скоростью выбрасывает горячие отработавшие газы назад и тем самым создает реактивную силу тяги, направленную вперед.
Типы реактивных двигателей
Существует четыре типа реактивных, или газотурбинных двигателей:
Турбореактивные ;
Турбовентиляторные - такие, как используемые на пассажирских лайнерах Боинг-747;
Турбовинтовые , где используют воздушные винты, приводимые в действие турбинами;
и Турбовальные , которые ставят на вертолеты.
Турбовентиляторный двигатель состоит из трех основных частей: компрессора, камеры сгорания и турбины, дающей энергию. Сначала воздух поступает в двигатель и сжимается при помощи вентилятора. Затем, в камере сгорания, сжатый воздух смешивается с горючим и сгорает, образуя газ при высокой температуре и высоком давлении. Этот газ проходит через турбину, заставляя ее вращаться с огромной скоростью, и выбрасывается назад, создавая таким образом реактивную силу тяги, направленную вперед.
Изображение кликабельно
Попав в турбинный двигатель, воздух проходит несколько ступеней сжатия. Особенно сильно вырастают давление и объем газа после прохождения камеры сгорания. Сила тяги, создаваемая выхлопными газами, позволяет реактивным самолетам двигаться на высотах и скоростях, намного превосходящих те, что доступны винтокрылым машинам с поршневыми двигателями.
В турбореактивном двигателе воздух забирается спереди, сжимается и сгорает вместе с топливом. Образующиеся в результате сгорания выхлопные газы создают реактивную силу тяги.
Турбовинтовые двигатели соединяют реактивную тягу выхлопных газов с передней тягой, создаваемой при вращении воздушного винта.
В передней части реактивного двигателя располагается вентилятор. Он забирает воздух из внешней среды, засасывая его в турбину. В двигателях, применяемых в ракетах, воздух заменяет жидкий кислород. Вентилятор снабжен множеством титановых лопастей, имеющих специальную форму.
Площадь вентилятора стараются сделать достаточно большой. Помимо забора воздуха эта часть системы участвует также и в охлаждении двигателя, предохраняя его камеры от разрушения. Позади вентилятора располагается компрессор. Он под большим давлением нагнетает воздух в камеру сгорания.
Один из главных конструктивных элементов реактивного двигателя – камера сгорания. В ней топливо смешивается с воздухом и поджигается. Происходит возгорание смеси, сопровождающееся сильным разогревом деталей корпуса. Топливная смесь под действием высокой температуры расширяется. Фактически в двигателе происходит управляемый взрыв.
Из камеры сгорания смесь топлива с воздухом поступает в турбину, которая состоит из множества лопаток. Реактивный поток с усилием давит на них и приводит турбину во вращение. Усилие передается на вал, компрессор и вентилятор. Образуется замкнутая система, для работы которой требуется лишь постоянный подвод топливной смеси.
Последняя по счету деталь реактивного двигателя – сопло. Сюда из турбины поступает разогретый поток, формируя реактивную струю. В эту часть двигателя также подается от вентилятора холодный воздух. Он служит для охлаждения всей конструкции. Воздушный поток защищает манжету сопла от вредного воздействия реактивной струи, не позволяя деталям расплавиться.
Как работает реактивный двигатель
Рабочим телом двигателя является реактивная . Она с очень большой скоростью истекает из сопла. При этом образуется реактивная сила, которая толкает все устройство в противоположном направлении. Тяговое усилие создается исключительно за счет действия струи, без какой-либо опоры на другие тела. Эта особенность работы реактивного двигателя позволяет использовать его в качестве силовой установки для ракет, самолетов и космических аппаратов.
Отчасти работа реактивного двигателя сравнима с действием струи воды, вытекающей из шланга. Под огромным давлением жидкость подается по рукаву к зауженному концу шланга. Скорость воды при выходе из брандспойта выше, чем внутри шланга. При этом образуется сила обратного давления, которая позволяет пожарному удерживать шланг лишь с большим трудом.
Производство реактивных двигателей представляет собой особую отрасль техники. Поскольку температура рабочего тела здесь достигает нескольких тысяч градусов, детали двигателя изготовляют из высокопрочных металлов и тех материалов, которые устойчивы к плавлению. Отдельные части реактивных двигателей выполняют, к примеру, из специальных керамических составов.
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель
Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.
Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного - для дальней или стратосферной ракеты, другого - для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.
ЖРД для дальней или стратосферной ракеты
Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км . При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180 км .
Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м , диаметр около 1,7 м , а по оперению около 3,6 м , вес снаряженной ракеты со взрывчаткой - 12,5 тонны.
Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.
Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе - обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете - около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.
Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.
Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя - около 5 тонн жидкого кислорода. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.
Фиг. 28. Двигатель ракеты.
Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.
Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.
Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37 км , а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).
Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.
Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37 км . Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 км , стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км . На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.
Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час , т. е. 1525 м/сек . Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с .! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка - разгона, - скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000 км/час . Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света - наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.
С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек , в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.
Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.
Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.
В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле - преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.
Давление в камере сгорания равно 20–21 ата , а температура достигает 2 700 °C. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим - спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.
Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.
Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, - через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).
Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек . Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100–2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг ).
Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа - например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2–1,5 ата ) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном - парами испаряющегося кислорода.
Оба насоса - центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400 °C и давление свыше 20 ата , поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала - при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с .
Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.
Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12–13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.
При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.
Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только
Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1–2 кг/кг , т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.
ЖРД для ракетного самолета
Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой.
1 - передвижная игла; 2 - механизм передвижения иглы; 3 - подача горючего; 4 - подача окислителя.
Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю - возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с . мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.
На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 - такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая - 300 кг , так что общая тяга составляет 2000 кг . В остальном двигатели по конструкции аналогичны.
Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.
Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг , удельный вес равен
На килограмм тяги. Длина двигателя - 2,2 м . Давление в камере сгорания - около 20 ата . При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг , давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата . Температура в камере сгорания достигает 2500 °C, скорость истечения газов около 2100 м/сек . Расход топлива равен 8 кг/сек , а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.
Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета
Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД.
Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД.
Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.
Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД.
1 - шестерня привода от пускового электромотора; 2 - насос для окислителя; 3 - турбина; 4 - насос для горючего; 5 - выхлопной патрубок турбины.
На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.
Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД - большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах - истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета - при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10–15 минут, поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.
Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете.
Фиг. 38. Ракетный истребитель (вид в трех проекциях)
На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг ; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета - свыше 950 км/час ; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, - 16 000 м . Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км .
Фиг. 39. Устройство ракетного самолета.
На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это - опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД, имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг . Длина двигателя 1400 мм , максимальный диаметр 480 мм , вес 100 кг . Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л .
Фиг. 40. Четырехкамерный авиационный ЖРД.
Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.
Другие области применения ЖРД
Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.
Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов, подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.
Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».
Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.
ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.
Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.
В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных
Фиг. 41. Ракетный снаряд с ЖРД.
двигателей. По одному из этих способов исследуемый профиль устанавливается на дальней ракете с ЖРД, подобной описанной выше, и все показания приборов, измеряющих сопротивление профиля в полете, передаются на землю с помощью радио-телеметрических устройств.
Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД.
7 - боевая головка; 2 - баллон со сжатым азотом; 3 - бак с окислителем; 4 - бак с горючим; 5 - жидкостно-реактивный двигатель.
По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке в особом весовом механизме, записываются специальными автоматическими приборами, расположенными также на тележке. Такая ракетная тележка показана на фиг. 43. Длина рельсового пути может достигать 2–3 км .
Фиг. 43. Ракетная тележка для испытания профилей крыльев самолета.
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий ВладимирДвигатель работает неустойчиво на всех режимах Неисправности системы зажигания Износ и повреждения контактного уголька, зависание его в крышке распределителя зажигания. Утечка тока на «массу» через нагар или влагу на внутренней поверхности крышки. Заменить контактный
Из книги Броненосец " ПЕТР ВЕЛИКИЙ" автораДвигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Неисправности карбюратора Низкий или высокий уровень топлива в поплавковой камере. Низкий уровень – хлопки в карбюраторе, высокий – хлопки в глушителе. На выхлопе
Из книги Броненосец "Наварин" автора Арбузов Владимир ВасильевичДвигатель работает нормально на холостом ходу, но автомобиль разгоняется медленно и с «провалами»; плохая приемистость двигателя Неисправности системы зажигания Не отрегулирован зазор между контактами прерывателя. Отрегулировать угол замкнутого состояния контактов
Из книги Самолеты мира 2000 02 автора Автор неизвестенДвигатель «троит» – не работает один или два цилиндра Неисправности системы зажигания Неустойчивая работа двигателя на малых и средних оборотах. Повышенный расход топлива. Выхлоп дыма синий. Несколько приглушены периодически издаваемые звуки, которые особенно хорошо
Из книги Мир Авиации 1996 02 автора Автор неизвестенПри резком открывании дроссельных заслонок двигатель работает с перебоями Неисправности механизма газораспределения Не отрегулированы зазоры в клапанах. Через каждые 10 тыс. км пробега (для ВАЗ-2108, -2109 через 30 тыс. км) отрегулировать зазоры клапанов. При уменьшенном
Из книги Обслуживаем и ремонтируем Волга ГАЗ-3110 автора Золотницкий Владимир АлексеевичДвигатель неравномерно и неустойчиво работает на средних и больших частотах вращения коленчатого вала Неисправности системы зажигания Разрегулировок зазор контактов прерывателя. Для точной регулировки зазора между контактами измерять не сам зазор, да еще дедовским
Из книги Ракетные двигатели автора Гильзин Карл АлександровичПриложения КАК БЫЛ УСТРОЕН "ПЕТР ВЕЛИКИЙ" 1 . Мореходные и маневренные качестваВесь комплекс проведенных в 1876 году испытаний выявил следующие мореходные качества. Безопасность океанского плавания "Петра Великого" не внушала опасений, а его причисление к классу мониторов
Из книги Воздушно-реактивные двигатели автора Гильзин Карл АлександровичКак был устроен броненосец "Наварин" Корпус броненосца имел наибольшую длину 107 м (длина между перпендикулярами 105,9 м). ширину 20,42, проектную осадку 7,62 м носом и 8,4 кормой и набирался из 93 шпангоутов (шпация 1,2 метра). Шпангоуты обеспечивали продольную прочность и полные
Из книги История электротехники автора Коллектив авторовСу-10 – первый реактивный бомбардировщик ОКБ П.О. Сухого Николай ГОРДЮКОВПосле второй мировой войны началась эпоха реактивной авиации. Очень быстро проходило переоснащение советских и зарубежных ВВС на истребители с турбореактивными двигателями. Однако создание
Из книги автора Из книги автораДвигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Рис. 9. Регулировочные винты карбюратора: 1 – винт эксплуатационной регулировки (винт количества); 2 – винт состава смеси, (винт качества) с ограничительным
Из книги автораДвигатель работает неустойчиво на всех режимах
Из книги автораКак устроен и работает пороховой ракетный двигатель Основными конструктивными элементами порохового, как и любого другого ракетного двигателя, являются камера сгорания и сопло (фиг. 16).Благодаря тому, что подача пороха, как и вообще всякого твердого топлива, в камеру
Из книги автораТопливо для жидкостно-реактивного двигателя Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД,
Из книги автораГлава пятая Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель На первый взгляд возможность значительного упрощения двигателя при переходе к большим скоростям полета кажется странной, пожалуй, даже невероятной. Вся история авиации до сих пор говорит о противоположном: борьба
Из книги автора6.6.7. ПОЛУПРОВОДНИКОВЫЕ ПРИБОРЫ В ЭЛЕКТРОПРИВОДЕ. СИСТЕМЫ ТИРИСТОРНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ - ДВИГАТЕЛЬ (ТП - Д) И ИСТОЧНИК ТОКА - ДВИГАТЕЛЬ (ИТ - Д) В послевоенные годы в ведущих лабораториях мира произошел прорыв в области силовой электроники, кардинально изменивший многие
Толмачёв Александр
сообщение (сопровождается презентацией) к уроку физики по теме "Реактивное движение"
Скачать:
Предварительный просмотр:
Чтобы пользоваться предварительным просмотром презентаций создайте себе аккаунт (учетную запись) Google и войдите в него: https://accounts.google.com
Подписи к слайдам:
«МОУ АЗЕЙСКАЯ СРЕДНЯЯ ОБЩЕОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ШКОЛА» РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. Выполнил: Толмачёв Александр.
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ.
Реактивный двигатель, двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела; в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи.
Для создания реактивной тяги, используемой Р. д., необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из Р. д.; сам Р. д. - преобразователь энергии. Исходная энергия запасается на борту летательного или др. аппарата, оснащенного Р. д. (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца). Для получения рабочего тела в Р. д. может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере Р. д.; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата.
В 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Испытаниям созданного двигателя помешала Великая Отечественная война 1941-45. В 1941 впервые был установлен на самолёт и испытан турбореактивный двигатель конструкции Ф. Уиттла (Великобритания). Большое значение для создания Р. д. имели теоретические работы русских учёных С. С. Неждановского, И. В. Мещерского, Н. Е. Жуковского, труды французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г. Оберта. Важным вкладом в создание ВРД была работа советского учёного Б. С. Стечкина "Теория воздушно-реактивного двигателя", опубликованная в 1929.
РД в большинстве случаев используются на высокоскоростных летательных аппаратах. Жидкостные ракетные двигатели применяются на ракетах-носителях космических летательных аппаратов и космических аппаратах в качестве маршевых, тормозных и управляющих двигателей, а также на управляемых баллистических ракетах. Твёрдотопливные ракетные двигатели используют в баллистических, зенитных, противотанковых и др. ракетах военного назначения, а также на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. Небольшие твёрдотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах.
Тяга - сила, с которой Р. д. воздействует на аппарат, оснащенный этим Р. д., - определяется по формуле P = mWc+ Fc (pc - pn),
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях-перехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолётах (устанавливаются на концах лопастей несущего винта). Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью. Во время 2-й мировой войны 1939-45 этими двигателями были оснащены самолёты-снаряды ФАУ-1.
РД в большинстве случаев используются на высокоскоростных летательных аппаратах.
Предварительный просмотр:
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель, двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела;в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи. В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в Р. д. могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная). Р. д. (двигатель прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е. обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.
Для создания реактивной тяги, используемой Р. д., необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из Р. д.; сам Р. д. - преобразователь энергии. Исходная энергия запасается на борту летательного или др. аппарата, оснащенного Р. д. (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца). Для получения рабочего тела в Р. д. может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере Р. д.; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных Р. д. в качестве первичной чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой раскалённые газы - продукты сгорания химического топлива. При работе Р. д. химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а тепловая энергия горячих газов превращается в механическую энергию поступательного движения реактивной струи и, следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Основной частью любого Р. д. является камера сгорания, в которой генерируется рабочее тело. Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения реактивной струи, называется реактивным соплом.
В зависимости от того, используется или нет при работе Р. д. окружающая среда, их подразделяют на 2 основных класса - воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Все ВРД - тепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет основную массу рабочего тела ВРД. Т. о., аппарат с ВРД несёт на борту источник энергии (горючее), а большую часть рабочего тела черпает из окружающей среды. В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту аппарата, оснащенного РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту аппарата делают РД единственно пригодным для работы в космосе. Существуют также комбинированные ракетные двигатели, представляющие собой как бы сочетание обоих основных типов.
Принцип реактивного движения известен очень давно. Родоначальником Р. д. можно считать шар Герона. Твёрдотопливные ракетные двигатели - пороховые ракеты появились в Китае в 10 в. н. э. На протяжении сотен лет такие ракеты применялись сначала на Востоке, а затем в Европе как фейерверочные, сигнальные, боевые. В 1903 К. Э. Циолковский в работе "Исследование мировых пространств реактивными приборами" впервые в мире выдвинул основные положения теории жидкостных ракетных двигателей и предложил основные элементы устройства РД на жидком топливе. Первые советские жидкостные ракетные двигатели - ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-2 были спроектированы В. П. Глушко и под его руководством созданы в 1930-31 в Газодинамической лаборатории (ГДЛ). В 1926 Р. Годдард произвёл запуск ракеты на жидком топливе. Впервые электротермический РД был создан и испытан Глушко в ГДЛ в 1929-33. В 1939 в СССР состоялись испытания ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями конструкции И. А. Меркулова. Первая схема турбореактивного двигателя была предложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909.
В 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Испытаниям созданного двигателя помешала Великая Отечественная война 1941-45. В 1941 впервые был установлен на самолёт и испытан турбореактивный двигатель конструкции Ф. Уиттла (Великобритания). Большое значение для создания Р. д. имели теоретические работы русских учёных С. С. Неждановского, И. В. Мещерского, Н. Е. Жуковского, труды французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г. Оберта. Важным вкладом в создание ВРД была работа советского учёного Б. С. Стечкина "Теория воздушно-реактивного двигателя", опубликованная в 1929.
Р. д. имеют различное назначение и область их применения постоянно расширяется. Наиболее широко Р. д. используются на летательных аппаратах различных типов. Турбореактивными двигателями и двухконтурными турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолётов во всём мире, их применяют на вертолётах. Эти Р. д. пригодны для полётов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями; их устанавливают также на самолётах-снарядах, сверхзвуковые турбореактивные двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических самолётов. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях-перехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолётах (устанавливаются на концах лопастей несущего винта). Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью. Во время 2-й мировой войны 1939-45 этими двигателями были оснащены самолёты-снаряды ФАУ-1.
РД в большинстве случаев используются на высокоскоростных летательных аппаратах. Жидкостные ракетные двигатели применяются на ракетах-носителях космических летательных аппаратов и космических аппаратах в качестве маршевых, тормозных и управляющих двигателей, а также на управляемых баллистических ракетах. Твёрдотопливные ракетные двигатели используют в баллистических, зенитных, противотанковых и др. ракетах военного назначения, а также на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. Небольшие твёрдотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах.
Основные характеристики Р. д.: реактивная тяга, удельный импульс - отношение тяги двигателя к массе ракетного топлива (рабочего тела), расходуемого в 1 сек, или идентичная характеристика - удельный расход топлива (количество топлива, расходуемого за 1 сек на 1 н развиваемой Р. д. тяги), удельная масса двигателя (масса Р. д. в рабочем состоянии, приходящаяся на единицу развиваемой им тяги). Для многих типов Р. д. важными характеристиками являются габариты и ресурс.
Тяга - сила, с которой Р. д. воздействует на аппарат, оснащенный этим Р. д., - определяется по формуле
P = mWc+ Fc(pc - pn),
где m - массовый расход (расход массы) рабочего тела за 1 сек; Wc - скорость рабочего тела в сечении сопла; Fc - площадь выходного сечения сопла; pc - давление газов в сечении сопла; pn - давление окружающей среды (обычно атмосферное давление). Как видно из формулы, тяга Р. д. зависит от давления окружающей среды. Она больше всего в пустоте и меньше всего в наиболее плотных слоях атмосферы, т. е. изменяется в зависимости от высоты полёта аппарата, оснащенного Р. д., над уровнем моря, если речь идёт о полёте в атмосфере Земли. Удельный импульс Р. д. прямо пропорционален скорости истечения рабочего тела из сопла. Скорость же истечения увеличивается с ростом температуры истекающего рабочего тела и уменьшением молекулярной массы топлива (чем меньше молекулярная масса топлива, тем больше объём газов, образующихся при его сгорании, и, следовательно, скорость их истечения). Тяга существующих Р. д. колеблется в очень широких пределах - от долей гс у электрических до сотен тс у жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателей. Р. д. малой тяги применяются главным образом в системах стабилизации и управления летательных аппаратов. В космосе, где силы тяготения ощущаются слабо и практически нет среды, сопротивление которой приходилось бы преодолевать, они могут использоваться и для разгона. РД с максимальной тягой необходимы для запуска ракет на большие дальность и высоту и особенно для вывода летательных аппаратов в космос, т. е. для разгона их до первой космической скорости. Такие двигатели потребляют очень большое количество топлива; они работают обычно очень короткое время, разгоняя ракеты до заданной скорости. Максимальная тяга ВРД достигает 28 тс (1974). Эти Р. д., использующие в качестве основного компонента рабочего тела окружающий воздух, значительно экономичнее. ВРД могут работать непрерывно в течение многих часов, что делает их удобными для использования в авиации. Историю и перспективы развития отдельных видов Р. д. и лит. см. в статьях об этих двигателях.