Реактивні двигуни (стр. 4 из 7)
Для досягнення найближчих до нас планет Марса і Венери потрібна початкова швидкість близько 14 км/сек. І, нарешті, для того щоб залишити сонячну систему, тіло повинне володіти третьою космічною швидкістю (так називаною гіперболічною швидкістю), рівної 16,6 км/сек.
Якими властивостями повинна володіти ракета, що летить з космічною швидкістю, і в чому полягають основні технічні труднощі одержання таких швидкостей?
Відповідь на це питання вперше в історії давши видатний діяч науки Костянтин Едуардович Ціолковський (1857- 1935). У своїй знаменитій статті «Дослідження світових просторів реактивними приладами», опублікованої в 1903 році, К.Е. Ціолковський виводить рівняння, назване згодом рівнянням Ціолковського, для максимальної швидкості ракети про посла використовування всього палива (без обліку аеродинамічного опору і сили земного тяжіння), що має вид
v= W In(Рк + Рт/ Рк)
У цьому рівнянні - швидкість витікання реактивного струменя; Рк- вага конструкції ракети; Рт - початкова вага палива; ln - знак натурального логарифма.
Як видно з формули Ціолковського, швидкість ракети тім більше, чим більше швидкість витікання реактивного струменя і чим менше відношення (Рк + Рт / Рк) (яку часто називається числом Ціолковського і позначається через μ). Якщо розділити чисельник і знаменник у числі Ціолковського на Рк те будемо мати
μ= 1/ (1 + (Рт / Рк))
Таким чином, для того щоб мати мінімальне число Ціолковського, треба мати максимальне відношення (Рт / Рк) тобто мінімальна ваги конструкції, що приходитися на одиницю ваги палива.
Подивимося, які технічні можливості одержання максимальних швидкостей реактивного струменя і мінімальних чисел Ціолковського.
Як було зазначено вище, швидкість реактивного струменя тім більше, чим вище початкові температура і тиск газу. Якщо взяти такі високі параметри, як температуру 40000 і тиск 100 ат, те швидкість реактивного струменя виходить порядку 2500 м/сек. Треба сказати, що подальші можливості збільшення цієї швидкості обмеження, тому що максимальна температура при хімічній реакції не перевищує приблизно 55000.
Число Ціолковського у відомих ракетах (наприклад V- 2) дорівнює 0,3. Маючи у виді можливості їхнього конструктивного удосконалення, приймемо мінімально можливу величину µ дорівнює 0,1. Тоді одержимо максимальну швидкість польоту ракети
v=2,51n (1/0.1) =5,75 км/сек
що навіть без обліку аеродинамічного опору і сили земного тяжіння істотно менше першої космічної швидкості. Де ж вихід з цього положення? Він був зазначений також Ціолковським і складається в застосуванні складених ракет, що використовуються в даний час для запуску штучних супутників Землі і космічних ракет. Ідея складених ракет полягає в тому, щоб у міру вигоряння визначеної частини палива скидати порожні паливні баки і відповідну частину конструкції ракети. Це звільняє ракету від «мертвого вантажу» і полегшує її подальше прискорення.
Для багатоступеневих ракет з числом ступеней nформула Ціолковського має вигляд
v = W ln (1/μп) = W ln (1/μ)
тобто кінцева швидкість ракети зростає пропорційно числу ступеней. При тих же даних швидкість триступеневої ракети виявиться втроє більше швидкості одноступеневої і дорівнює - р 1 v=2,5 3ln - =17,25 км/сек. З урахуванням аеродинамічного опору і сили земного тяжіння кінцева швидкість цієї ракети буде дорівнює приблизно 15 км/сек, тобто перевищить другу космічну швидкість. Таким чином, застосування багатоступеневих ракет є чудовим способом проникнення людини в космос. Зрозуміло, що створення таких ракет і вивід їх на орбіту є складною технічною задачею, що по плечу лише країнам з дуже високим рівнем розвитку науки і промисловості, у тому числі в області радіотехніки, телекерування, обчислювальної техніки, металургії, хімії, напівпровідникової техніки, теплотехніки, автоматики, радіофізики. Однак і при цих умовах надмірне збільшення числа ступіней і зменшення числа Ціолковського практично неможливо.
Який же шлях подальшого збільшення швидкості ракети?
Очевидно, треба збільшувати швидкість витікання реактивного струменя. Але як це зробити ?
Перш ніж відповісти на це питання, розглянемо сучасні реактивні двигуни.
3. Повітряно-реактивні двигуни: принцип роботи
Розвиток реактивної авіації виявилося можливим завдяки створенню могутніх газотурбінних двигунів.
Сучасний авіаційний газотурбінний двигун в основному складається з вхідного прибудую, осьового компресора, камери згоряння, газової турбіни, форсажної камери і реактивного сопла (рис. 3).
Рис. 3 - Схема газотурбінного двигуна: 1 - вхідний пристрій; 2 - компресор; 8 - камера згоряння; 4 - газова турбіна; 5 - форсажна камера; 6 - реактивне сопло
Повітря засмоктується у вхідний пристрій, де швидкість його руху перетворюється в тиск. Дальше це повітря надходить в багатоступінчастий осьовий компресор, що приводитися в обертання газовою турбіною. У компресорі він поступово стискується і потім надходить в камеру згоряння. Вона звичайно являє собою циліндр, усередині якого розташовані жарові труби, постачені свічами і форсунками. Форсунки розпорошують пальне (авіаційний гас) у повітряному потоці, а електричні свічі запалюють суміш, що утворилася. Згодом свічі виключаються, тому що подальше запалювання суміші викликається високою температурою газів усередині жарової труби.
Рух повітря в камері протікає в такий спосіб. У жарову трубу, де відбувається процес горіння при температурах порядку 2000 - 22000, спочатку надходить лише менша частина повітря. Велика частина повітря обтікає жарові сурми зовні, охолоджуючи їхні гарячі стінки, що необхідно робити, незважаючи на те, що ці труби виготовляються з високолегованих сталей. Дальше це повітря через велике число отворів також надходити в жарову трубу, де в так називаній вторинній зоні він змішується з газом у результаті чого утвориться газоповітряна суміш з температурою 800 - 9000.
Вибір такого процесу горіння в камері пояснюється тим, що високотемпературний газ не можна направляти безпосередньо в турбіну, тому що при цьому негайно прогорять лопатки. З іншого боку, небажано здійснювати процес горіння при низьких температурах через велику неповноту згоряння палива, що буде мати місце в цьому випадку, і нестійкості процесу згоряння.
З камери згоряння газ надходить в газову турбіну (у даному випадку двоступінчасту). Розширюючи в турбіні, газ змушує її обертатися, причому на валу її розвивається потужність, необхідна для обертання компресора. Робочі лопатки турбіни рухаються з великою коловою швидкістю порядку 300-400 м/сек і мають температуру не менш 7000С. Тому вони повинні бути винятково міцними. Це обставина довгий година затримувала розвиток газових турбін, поки не були знайдені спеціальні хромонікелеві сплави, що володіють достатньою міцністю навіть при температурі червоного світіння. Лопатки, виготовлені з цього сплаву, випробуючи величезні механічні напруги в розпеченому стані, не повинні розтягуватися ні на одні міліметрів, тому що в противному випадку смороду зачеплять за корпус турбіни, що приведе до негайного виходу двигуна з ладу. Тільки при дуже високій культурі металургії удалося забезпечити належну міцність турбіни в досить важких умовах її роботи.
З газової турбіни газ надходити у форсажну камеру, що представляє собою трубу з форсунками для подачі пального і системою стабілізаторів. Призначення форсажних камер полягає в тому, щоб подати в двигун додаткову кількість пального, підняти температуру газу і збільшити тягу двигуна. Спалювання нової порції палива в потоці газі виявляється можливим у зв'язку з тим, що в газі міститься кисень повітря, що не приймав участі в процесі згоряння в основній камері. Таким чином, наявність форсажної камери дозволяє збільшити температуру газу понад ту величину, що може бути допущена для лопаток газової турбіни, але при цьому різко збільшується витрата палива. Тому звичайно форсажна камера працює не цілий час, а включається лише тоді, коли потрібна велика тяга двигуна (наприклад, для злету дуже важкого літака чи здійснення маневру літака в польоті).
Нарешті, з форсажної камери газ надходить в реактивне сопло, у якому відбувається перетворення потенційної енергії газу в кінетичну. Газ з великою швидкістю залишає двигун, створюючи тягу в протилежному напрямку.
Запуск двигуна виробляється за допомогою турбостартера, що являє собою маленький газотурбінний двигун. Керування і регулювання його виробляються за допомогою спеціальної автоматики.
Великі сучасні газотурбінні двигуни мають витрати повітря порядку 100-200 кг/сек і тяга, що розвивається ними, досягає 10-15 т. Потужність N авіаційної силової установки зв'язана з її тягою R залежністю
N = Rv / 75
де v - швидкість польоту в м/сек. Виходить, при швидкості польоту, рівної, припустимо, подвійної швидкості звуку, потужність двигуна з тягою 15 т виявиться рівної приблизно 130 тис. л. с. Якщо чотири таких двигуни поставити на надзвуковий важкий літак, то потужність силової установки літака перевищить півмільойона кінських сил! Така енергооснащеність сучасних важких літаків.
Величезна тяга авіаційних двигунів, як це було зазначено вище, витрачається на подолання лобового опору літака. Для простоти розглянемо літак з нескінченно довгими крилами, чи, як кажуть, із крилами нескінченного розмаху. Опір польоту з дозвуковими швидкостями крила нескінченного розмаху визначається так називаним профільним опором, що складається з опору тертя й опору тиску. Будь-яку тверде тіло, що рухається в грузлому середовищу, «обростає» тонким шаром часток цього середовища, що гальмуються на поверхні обтічного тіла. Ця ”панчоха”, надягнута на поверхню тіла, називається прикордонним шаром. Тертя між частками прикордонного шару і поверхнею тіла, а також тертя часток між собою є тією шкідливою силою, на подолання якої приходитися затрачати частина тяги двигуна. Прикордонний шар звичайно складається з двох частин - ламінарного прикордонного шару на передній частині крила, у якому частки рухаються більш-менш впорядкованого в одному напрямку, і турбулентного прикордонного шару, у якому частки рухаються хаотично. За задньою кромкою крила обидва прикордонних шари з верхньої і нижньої сторін крила сходять з нього у вигляді вихрової завіси.