aerospace, design of Turbofan and jet fan ramjet

1. Турбореактивные двигатели с форсажем
(ТРДФ)
Скорость истечения газа из сопла:
















г
1
-
k
*
ф
Н
1
*
ф
1
г
г
2
ф
ф
k
г
p
p
RT
-
k
k
с
с
С 















г
г 1
-
k
*
т
Н
-
1
*
т
1
г
г
2
k
p
p
RT
-
k
k
с
с
С 
*
т
*
ф
ф
≈
Т
Т
С
С
с
с

2. Параметры ТРДФ
2
Необходимое увеличение площади
критического сечения сопла
(принимаем условие pт*=const)
)
(
)
1
(
)
( крф
крф
*
ф
тф
*
т
крф
гф
кр
кр
*
т
*
т
кр
г
п 



q
F
Т
g
p
m
q
F
Т
p
m
G



откуда
приближенно: *
т
*
ф
кр
крф
рф
Т
Т
F
F
Fк 

Удельная тяга двигателя :














 1
*
т
*
ф
*
т
*
ф
уд
*
т
*
ф
ф
уд.ф
Т
Т
V
Т
Т
R
V
Т
Т
C
V
C
R c
c











 1
*
т
*
ф
уд
*
т
*
ф
уд.
уд.ф
уд.ф
Т
Т
R
V
Т
Т
R
R
R
степень
форсирования
двигателя
при взлете:
*
т
*
ф
уд.ф
Т
Т
R 

3. 3
Параметры ТРДФ
Подведенная
теплота  
в
ф
р
р
т
г
ф
р
к
в
г
р
т
ф
р
к
г
р
1ф
1
-
)
с
-
-
-
(
)
-
(
)
-
(
T
T
с
L
Т
Т
с
L
Т
Т
с
Т
Т
с
Т
Т
с
Q
Q








максимально достижимая температура Тф определяется запасом
кислорода для горения:
15
.
1
....
1
.
1
1ф
1
р
н
0














L
Q
Q
Q

0
р
н
г
в
пред
Ф
L
С
Q
Т
T
р




удельный расход топлива:
 
р
н
ф
уд
1ф
1
ф
уд
3600
Q
R
Q
Q
C


К
Т
км
Н Г 1200
;
11
;
10 *





Влияние условий полета на Rуд ф и Суд ф
при Σ=1:
в стендовых условиях Тф пред≈2200 К; при Мп=2,5 до 2400 К; практически Тф пред =1900 – 2100 К.

4. 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,
поскольку рН=const и рВ=const, это соответствует условию











 т
т
к
*
н
1
1
*
г
1
г
г
1
1 х
RT
-
k
k
x
RT
k
k
к


из уравнения
баланса
получаем







 


к
x
x
х
x

т
к
к
т
к 1
1
max
т
к
т
к









х
x
х
x
0
т
к
к











х
x
x
0
1
2 к
т 

 x
к


1
т
ф
опт
к
2
1 





 

k
k
к



в результате и

5. 5
Оптимизация параметров двигателей с форсажем
  const
T
T
Q
Q 



H
Ф
г
p
1ф
1 -
C

 
р
н
ф
уд
1ф
1
3600
Q
R
Q
Q
C ф
уд


оптимальные к по удельной тяге и экономичности
совпадают
с у ТРД и ТРДФ изменяются
одинаково, а температура перед
форсажной камерой по-разному
1
2
П
к
т
н
г
ф
копт
2
1
1
1
2
1
































 



k
k
M
k
Т
Т 


xl xlf
2 1,264911 1,8
3 1,549193 2,2
4 1,788854 2,6
5 2 3

6. 6
Зависимость показателей ТРДФ при различных
условиях полета от к, Тг и Тф.
Тг=1600 К
Тг= 1200 К
•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.

7. 7
Турбовинтовые и турбовальные двигатели
R= Rв+Rc - суммарная тяга
 
2
2
2
2
в
2
2
р
к
т
V
С
L
V
С
L
L
L с
с
e






 
в
в
э

V
R
N
N c


Эквивалентная мощность
Тяговая работа:
 V
V
C
L
L
L
L c 



 в
в
с
тяг
в
тяг
тяг 
)
985
,
0
98
,
0
( р 



8. 8
Показатели ТВД
На взлетном режиме или при работе на стенде
V=0 и в = 0.
Принимают:
)
кВт
Н
(
16
12
/ в
в 

 
N
R и

0
в0
э0
c
R
N
N 

Полный КПД двигателя:
1
тяг
1
тяг
п GQ
N
Q
L 


3600
G
, ч
т
н
1
в
э
тяг
G
Q
Q
N
N
р

 
где
e
р
р
с
Q
G
Q
N
н
в
ч
т
н
в
э
п
3600
3600 

 

э
ч
т
N
G
сe 
удельный
расход
топлива
здесь
Н=0, Мп= 0
Н=11км, Мп=0,75

9. 9
Оптимальное распределение работы цикла
между винтом и соплом
 V
V
C
L
L c 

 в
в
тяг  мех
с
е
V
С
L
L 







 


2
2
2
в
Работа, передаваемая на винт:
в качестве переменной введем
отношение скоростей Сс / V


































 1
1
2
2
в
мех
2
2
тяг
V
C
V
V
C
V
L
L c
c
e 

0
тяг









V
C
L
c
После дифференцирования:
в
мех
опт
1









V
Cc
принимают с=1,15…1,3.
поскольку Q1 не зависит от
распределения работы,
величина (Сс/V)опт
соответствует также
максимуму полного КПД п .
Тяговая работа:

10. 10
Двухконтурные турбореактивные
двигатели (ТРДД)
п
0 

 e

Полный КПД двигателя:
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.
Степень двухконтурности
I
II
G
G
m
в
в


11. 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

12. 12
Удельные параметры ТРДД
 
  V
G
F
p
p
C
G
R
V
G
F
p
p
C
G
R
cII
H
cII
cII
II
II
cI
H
cI
cI
I
I
вII
г
вI
г








тяга каждого из контуров: суммарная удельная тяга:
m
mR
R
G
G
R
R
R II
I
II
I






1
уд
уд
вII
вI
уд
Удельный расход топлива:
II
I R
R
G
G
c


 тлII
тлI
уд
 
  уд
тлII
тлI
уд
1
3600
R
m
mg
g
c



ТРДД с раздельными контурами
ТРДД с камерой смешения (по аналогии с ТРД):
  V
G
F
p
p
C
G
R c
cI
c 
 


 в
н
г


в
уд
G
R
R
R
G
G
c
II
тл
I
тл
уд


GтII≠ 0, если во втором контуре также подводится топливо

13. 13
Оптимальное распределение работы цикла в ТРДД с
раздельными контурами
 
V
m
f
V
С
mL
L сI
e ,
2
2
2
кII 



2
2
2
кII
V
С
L сII
II



(параметры I контура и степень двухконтурности известны)
m
V
c
m
V
c
m
mR
R
R cII
cI
II
I








1
)
(
1
уд
уд
уд
Удельная тяга
двигателя:
Удельная работа первого контура:
где LкII - работа,
передаваемая во второй
контур
Баланс энергии во втором контуре: II - потери во втором
контуре (II=0,78…0,86)
0
кII
II
кII
I






L
C
m
L
C c
c
сI
c
С
m
L
C




кII
I
и II
кII
II
c
II
c
C
L
C 



1
опт
I
II










II
c
c
C
C

имеем:
0
кII
II
кII
I
кII
уд









L
C
m
L
C
L
R c
c
условие получения
максимальной тяги
Тогда:
Поскольку:

14. 14






















k
k
Н
c
p
p
RT
k
k
C
1
*
т
*
Т
I
I 1
1
2























k
k
Н
c
p
p
RT
k
k
C
1
*
КII
II
*
КII
II
II 1
1
2


Скорости на срезе каждого из сопел:
;
σII =0,94-0,96 – полный
контур
σII =0,98-0,99 –
укороченный контур
m=1; Н=0;V=0;
кΣ=25; Тг=1600К
поскольку Т*т.>T*к II, должно быть р*кII>p*т
Распределение работы, соответствующее максимуму удельной тяги,
соответствует также минимуму удельного расхода топлива.

15. 15
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
m
L
L
L
mL
V
С
mL
L
V
С
V
С
e
opt
сI
e
сII
сI










1
;
2
;
2
2
кII
кII
кII
2
2
кII
2
2
2
2
Влияние внешних условий
при II=1

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

17. 17
Влияние параметров первого контура и степени
двухконтурности на удельные показатели ТРДД
При кII =кII опт и II=1:
 
.
1
3600
;
1
2
1
;
1
2
уд
р
н
г
2
уд
уд
уд
2
R
Q
m
Q
c
V
V
m
L
m
mR
R
R
V
m
L
С
С I
e
e
II
I
e
сII
сI














1- Н=0, Мп=0, к=20;
2- Н=11км, Мп=0,9; к= 25;
3- Н=11 км, Мп=2, к= 12.

18. 18
Влияние степени двухконтурности на показатели ТРДД
m
mR
m
R
R II
I




1
1
уд
уд
уд
принимаем к II= const и m= var, тогда RудII ≈ const
суммарная удельная тяга:
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
 
 
 
,
1
1
2
2
2
2
п
V
m
mc
c
V
m
mc
c
V
cII
cI
cII
cI








где ccII = const, а ccI уменьшается.
  уд
тл
уд
1
3600
R
m
g
c



19. 19
Выбор параметров второго контура
в ТРДДсм (с камерой смешения)
)
(
)
( *
т
*
т II
II
p
p 


 
  *
с
с
*
к
в
*
т
г м
м
p
II
I
II
p
II
p
I T
c
G
G
T
c
G
T
c
G 


см
G
G
G II
I 

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:
Для камеры смешения выполняются условия сохранения:
*
см
см
*
к
*
т )
(
)
1
(
)
(
)
( T
z
m
T
mz
T
z II
II
I 

 


энергии
массы
импульса (при Fсм=F1+F2)
(1)
(2)
(3)
 
*
см
см
*
см
*
к
*
к
*
т
*
т )
(
)
(
)
(
T
q
p
F
F
T
q
p
F
T
q
p
F II
I
II
II
II
II
II
I
I
I 



 


m
mT
T
T II



1
*
к
*
т
*
см
из (1) находим Тсм
находим λсм
(3) (2)
получаем р*см
σсм=0,98…0,99

20. 20
Оптимизация параметров второго контура в
ТРДДсм
*
*
II
I p
p 
.
~
,
~ *
в
*
т II
II
I T
C
T
C
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:
m
mT
T
T
p
p
RT
k
k
С II
k
k
Н


























1
1
1
2 *
к
*
т
*
см
1
*
см
*
см
см 
скорость выхода из
сопла двигателя:
отношение удельной тяги ТРДД со смешением потоков к удельной
тяге двигателя с раздельными контурами:
  
 
 
 
025
1,015...1,
1
1
2
*
II
*
I
2
2
кII
*
т
2
*
II
*
I
*
II
*
I
уд 








T
m
T
Т
T
m
T
m
T
mT
T
m
R

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

22. 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.

23. 23
*
к
*
т II
p
p 
 
р
н
г
*
Н
*
ф
тл
тл
Q
T
T
c
G
G
g
p







Основная схема ТРДДФ - со смешением потоков и
общей форсажной камерой:
для камеры смешения минимум
потерь соответствует условию :
но для многорежимных двигателей
это условие невыполнимо
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
   
  





































p
p
p
p
p
p
T
p
I c
L
c
L
T
T
c
c
L
T
T
c
L
T
T
c
T
T
T
T
c
Q к1
т
Н
Ф
т
Г
Ф
к1
Н
Г
1
Ф
К1
Г
1
то же во 2-м контуре
  m
c
L
T
T
c
m
T
T
c
Q
p
p
p
II 









 к2
Н
Ф
К2
Ф
1
поскольку
m
L
L
L к2
к1
т 

суммарная теплота
  
m
T
T
cp 


 1
Q Н
Ф
1

24. 24
Влияние параметров 1-го контура на Rуд и Суд:
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.
при заданном Тг уменьшение Rуд при увеличении m
происходит из-за уменьшения давления рсм и с.
Сохранение значения Rуд при увеличении Тг возможно при одновременном
увеличении т (линия Б-Б). Размеры двигателя сохраняются, но
улучшается экономичность на малых скоростях.

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

26. 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.

27. Зависимость параметров перед компрессором от
скорости полета
27

28. 28
Основные типы ПВРД

29. 29
Процесс газодинамического сжатия воздуха
вх
k
k
вх M
k
p
p
p
p



1
2
п
н
*
н
н
*
в
в
2
1
1






 




,
2
1 2
п
н
сж M
k
T
с
L р


,
1
2
1
1
1
1
2
п
н
1
в
н
сж
сж
k
k
вх
p
сж
k
k
p
M
k
T
c
T
c
L










 









 



степень повышения давления в
воздухозаборнике:
работа сжатия воздуха в
воздухозаборнике:
2
п
1
2
п
2
1
1
2
1
1 M
k
M
k k
k
вх
сж













 





работа сжатия, записанная в форме
принятой для компрессоров ГТУ:
откуда КПД процесса сжатия:

30. 30
идеальный цикл
действительный цикл
КПД идеального цикла:
эффективный КПД
цикла: 




 


















 2
п
2
п
2
п
2
1
1
1
2
1
1
2
1
M
k
M
k
m
M
k
m
сж
сж
р
e 




Термодинамический цикл ПВРД
2
п
2
п
ид
в
2
1
1
2
1
1
1
M
k
M
k
x
t







приведенные параметры:





 




 2
п
н
1
н
пр
2
1
1
; M
k
T
c
Q
T
c
L
L
p
p
e
e 
максимальная работа цикла
достигается при:
в сж
р
L m
x 


связь между  и :
0
г
р
н
2
п
н
1
2
1
1
L
Q
M
k
m
T
c
Q p


 











 




31. 31
Термодинамический цикл ПВРД
если пренебречь потерей давления в камере
сгорания, работа расширения:
1
1
в
г
р р
p
x
T
с
L 










 , где .
1
-
в
в
k
k
x 

удельная работа цикла:
 
p
p
сж
р
сж
p
e c
с
m
где
x
m
x
T
c
L












 ,
1
1
в
в
н 


подведенная теплота:   










 





 2
п
н
*
н
г
1
2
1
1 M
k
m
T
c
T
T
c
Q p
p 





 


















 2
п
2
п
2
п
2
1
1
1
2
1
1
2
1
M
k
M
k
m
M
k
m
сж
сж
р
e 




2
п
2
п
ид
в
2
1
1
2
1
1
1
M
k
M
k
x
t







эффективный КПД
цикла:
КПД идеального цикла:

32. 32
Эффективность ПВРД как движителя
для ВРД любого типа полетный КПД:
п
п
1
2
V
cc



скорость истечения из сопла:
.
1
2
2 2
п
п
2
п 



V
L
V
V
L
c e
e
c
учитывая, что:   н
п
п
2
п
в
в
в
н
,
2
1
1
,
1
1 kRT
M
V
M
k
x
x
m
x
T
c
L сж
сж
р
сж
p
e 













 



получаем:
сж
сж
р
c
M
k
m
V
c



2
п
п
2
1
1




33. 33
Удельные параметры ПВРД
скорость истечения из сопла скорость полета

















k
k
c
p
c
p
p
T
c
c
1
*
н
г
г 1
2

















k
k
p
p
p
T
c
V
1
*
в
н
н
в
п 1
2
   
 
  



















 





 















1
1
1
1
1
1
1
*
в
н
1
*
н
тл
п
п
тл
п
уд
k
k
k
k
c
c
p
p
p
p
m
g
V
V
c
g
V
R 
удельная тяга
Удельный импульс тяги–
отношение тяги двигателя к
массовому расходу топлива
двигателем :
 
  



















 





 






1
1
1
1
1
*
в
н
1
*
н
тл
тл
п
тл
уд
тл
уд
k
k
k
k
c
p
p
p
p
m
g
g
V
g
R
G
R
J 
Коэффициент тяги - отношение
тяги двигателя с единицы
площади характерного
поперечного сечения к величине
скоростного напора:
 
 
  

















 





 





1
1
1
1
2
2
1
*
в
н
1
*
н
тл
н
2
п
н
в
уд
k
k
k
k
c
mid
mid
mid
R
p
p
p
p
m
g
F
F
F
V
G
R
c 


34. 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
*
н и уменьшения степени подогрева
С увеличением высоты полета Нп
лобовая тяга, отнесенная к площади
входа в двигатель, падает тем
значительнее, чем меньше  или
больше θ. Мп=4
п
н
уд
н
в
уд
V
R
F
G
R
RF 



35. 35
Гиперзвуковые прямоточные воздушно-
реактивные 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

36. 36
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 )
*
н
*
г
кс
1
н
*
н ;
p
p
p
p
х
k
k










обозначим:
удельная работа и КПД
  x
x
х
T
c
L t
p
t
1
1
;
1
)
1
( 0
н
0 



 













































1
1
1
1
)
1
(
1
н
x
x
х
T
c
L
k
k
p
t















































1
1
1
1
1
1
x
x
x
x
k
k
t




54
для ПВРД
для ГПВРД

37. 37
Действительный цикл ГПВРД
*
г
*
с
с
*
в
*
г
кс
*
н
*
в
вх ;
;
p
p
p
p
p
p


 


коэффициент полного давления
с
с
вх 


 к


область применения ГПВРД:
 
  1
с
с
вх
с
с
вх

ПВРД
к
ГПВРД
к






   ПВРД
ГПВРД с
вх
с
вх 


 
   ПВРД
к
ГПВРД
к с
с 
 
с увеличением Мп соотношение
растет
быстро
растет
медленно
 
 
























































 



k
k
k
k
k
k
e
p
p
g
p
p
p
p
g
1
н
*
н
тл
1
н
*
н
1
*
н
н
тл
1
1
1
1




Удельная работа и КПД:
 


















































1
1
1
1
н
*
н
1
*
н
н
тл
н
k
k
k
k
p
e
p
p
p
p
g
T
c
L


55

38. 38
Расчет относительных геометрических параметров
ГПВРД
соотношение площадей входа Fн и выхода Fв воздухозаборника:
 
  вх
в
н
н
в
в
1



q
q
F
F
f 

или
 
 
1
2
2
п
2
2
п
в
1
2
1
1
1
2
1
1
1














k
k
с
M
k
M
k
f



 где V
св


  н
2
2
п
в 1
2
1
1 Т
M
k
Т 








 
статическая температура при
выходе из воздухозаборника:

39. 39

40. 40
Влияние формы камеры сгорания на показатели ГПВРД
1. камера постоянного
сечения
2. камера постоянного
давления
3. сужающаяся камера
при θ=сonst:
предельное значение θ*=Тг
*/ Тн*
(соответствует λг=1)
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.
   
 
*
кс
г
в
тл
г
в
кс
1




q
q
g
F
F
f



проходное сечение камеры
сгорания:

41. 41
Параметры реактивного сопла ГПВРД:
скорость истечения из сопла:
1
2
п
н
*
н
н
*
г
2
1
1






 




k
k
кс
вх
кс
вх
с M
k
p
p
p
p





степень понижения давления в сопле
определяется скоростью полета:








































k
k
k
k
с
с
p
p
RT
k
k
p
p
RT
k
k
с
1
*
c
н
*
н
1
*
г
н
*
н 1
1
2
1
1
2

соотношение между коэффициентами φс и σс,
задающими потери в сопле:
k
k
кс
вх
k
k
с
кс
вх
c
p
p
p
p
1
*
н
н
1
*
н
н
2
1
1



























изменение проходного сечения сопла:
 
  с
q
q
f
f



с
г
кс
с 

42. Пульсирующие ВРД

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

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

45. 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

46. 46
Использование хладоресурса криогеннных топлив
пароводородный РТД
РТД с ожижением воздуха
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
2- отбор воздуха, 3-
теплообменник-конденсатор,
4-насос жидкого воздуха, 5-
насос жидкого водорода, 7-
водородо-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.

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

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

49. 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

50. 50
Использование хладоресурса криогеннных топлив
пароводородный РТД
РТД с ожижением воздуха
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
2- отбор воздуха, 3-
теплообменник-конденсатор,
4-насос жидкого воздуха, 5-
насос жидкого водорода, 7-
водородо-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.

51. 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:
тл
тл
в 1
g
G
G
m 

коэффициент
эжекции
пг
*
в
*
пг
; 
p
p
p 
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