Но есть проблема: распространённые и хорошо освоенные в производстве турбореактивные двигатели разогнать самолёт до таких скоростей не могут. Сейчас считается, что для такой машины наилучшим образом подходит прямоточный реактивный двигатель.
Тем не менее, конструкторская мысль не стоит на месте. Недавно в редакцию пришло письмо с описанием интересной, хотя, на взгляд скептиков, довольно спорной схемы турбореактивного двигателя.
В своё время, когда разрабатывались первые турбореактивные двигатели (ТРД) для самолётов, и у нас, и за рубежом была принята практически одинаковая схема их конструкции из последовательно соединённых входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла. Эта схема стала классической и до сих пор остаётся основой авиационного двигателестроения.
Тяга такого двигателя пропорциональна количеству воздуха, пропускаемого через проточную часть двигателя, и скорости его истечения из сопла. Чтобы повысить скорость истечения газа, нужно повысить его температуру. В настоящее время наиболее совершенные турбинные лопатки выдерживают температуру примерно 1200оС (1500 К), и то непродолжительное время (см. «Наука и жизнь» № 6, 2007 г.). Тратятся колоссальные средства на создание новых жаростойких и жаропрочных материалов, результаты есть, но хочется большего. Пока существенно увеличить скорость не получается. С законами физики не поспоришь, но можно придумать, как их обойти.
Итак, если мы хотим выйти из тупика, необходимо каким-то образом значительно улучшить функциональные и тепловые показатели ТРД. Для этого придётся отказаться от некоторых традиционных постулатов и устранить фундаментальные конструкторские и технологические несоответствия.
Что я имею в виду? В классической схеме после компрессора воздушный поток разделяется на первичный для горения (30%) и вторичный для охлаждения (70%). Обидно, что в реактивную струю превращается столь незначительное количество воздуха, но это полбеды. Совсем худо, что вторичный поток дробится на десятки струй жаровой трубой камеры сгорания с огромными гидравлическими потерями. Другими словами, в существующих ныне камерах сгорания теряется львиная доля потенциальной и кинетической энергии, приобретаемой воздушным потоком при сжатии в компрессоре.
Кроме того, разделённые камерой сгорания зоны сжатия воздуха и расширения газовой струи находятся на значительном удалении друг от друга. Из-за этого существенно увеличивается масса двигателя и усложняется его конструкция (длинный и тяжёлый вал, соединяющий турбину с ротором компрессора, промежуточная подшипниковая опора, охлаждающие каналы, система подвода смазки и т.д.).
В существующих ТРД при увеличении тяги растёт частота вращения вала. А нужно ли это? В автомобиле, где движителем являются колёса, чем быстрее они вращаются, тем быстрее едет автомобиль. В ТРД, где движителем является сопло, нет необходимости увеличивать частоту вращения ротора, а целесообразно регулировать теплонапряжённость газового потока, то есть повышать или понижать температуру рабочего цикла, определяющую скорость истечения из сопла газовой струи и тем самым увеличивать или уменьшать силу тяги. В ТРД это делают, изменяя подачу топлива.
Переход с режима на режим достигается избыточной или недостаточной его подачей. В результате на всех режимах, кроме расчётного, происходят потери энергии. Следовательно, падает экономичность. Но даже на расчётном режиме топливо теряется из-за малоэффективного пассивного способа образования топливовоздушной смеси: топливо подают в камеру сгорания и распыляют его форсунками по воздушному потоку или против него, что приводит к столкновению мельчайших капель и образованию более крупных, которые в условиях факельного горения не успевают испариться и сгореть и выносятся газовым потоком в окружающую среду.
Приведённые фундаментальные несоответствия устранимы, если принять концепцию, включающую в себя три составляющие: новую конструктивную схему, новый способ работы и новый принцип регулирования ТРД, защищённые авторскими свидетельствами ещё во времена СССР. Возникает возможность упростить конструкцию, в несколько раз увеличить мощность, существенно повысить экономичность двигателя, уменьшить его габариты и массу, удешевить производство.
Главное конструктивное решение — отказ от камеры сгорания и замена вала полым ротором барабанного типа. Между его наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса двигателя создаётся зона сжатия с компрессорными и зона расширения с турбинными лопатками. Ряды лопаток установлены на расстоянии межлопаточного осевого зазора друг от друга. Благодаря этому существенно уменьшаются габариты и масса двигателя: нет камеры сгорания, длинного и тяжёлого вала, массивных дисков турбины, исчезает промежуточная опора и множество вспомогательных узлов и деталей. Проточная часть двигателя теперь будет представлять собой зону сжатия, непосредственно переходящую в зону расширения. Это происходит в критическом сечении, где ротор имеет максимальный диаметр.
Как же теперь быть с многочисленными сложными процессами, протекающими в камере сгорания? В нашем случае все процессы, связанные с образованием топливовоздушной смеси, переносятся в зону сжатия, а процесс горения — в зону расширения непосредственно на турбинные лопатки. Однако необходимо, чтобы выполнялось условие, при котором скорость потока топливовоздушной смеси в критическом сечении превышала бы скорость распространения пламени по потоку, чтобы исключить помпаж, то есть забрасывание пламени обратно в зону сжатия. Современные средства электроники позволяют удерживать и надёжно контролировать процесс объёмного горения с заданными параметрами в автоматическом режиме.
Воздух из атмосферы через входное устройство поступает в компрессор, или в так называемую зону сжатия, где, например, на уровне третьей или четвёртой ступени в поток подают топливо. Зная расход воздуха в проточной части зоны сжатия, можно с большой точностью рассчитать и подать то количество топлива, при котором коэффициент избытка воздуха α* будет оптимальным.
Образовавшаяся в проточной части зоны сжатия (компрессора) топливовоздушная смесь, пройдя критическое сечение, воспламеняется в сопловом аппарате одновременно по всему объёму и горит с максимальной (стехиометрической) температурой 3000оС при значительно более высоком давлении, чем в камере сгорания обычного ТРД. Другими словами, вместо факельного горения происходит более эффективное — объёмное.
Газовая струя за счёт теплового перепада совершает работу на турбинных лопатках, но уже на значительно более высоком энергетическом уровне, чем в известных двигателях. При этом львиная доля энергии высокотемпературного потока после турбинных лопаток приходится на работу расширения в реактивном сопле, и благодаря этому тяга двигателя многократно возрастает.
Рассмотрим процессы, протекающие в зонах сжатия и расширения. К атмосферному воздуху в зоне сжатия прикладывается механическая работа, совершаемая лопатками компрессора, которая выражается в повышении степени сжатия воздуха и его температуры. При подаче топлива (авиационного керосина) в воздушный поток, который не дробится на мелкие струи, как в камере сгорания, происходит механическое перемешивание частиц топлива с воздухом вращающимися компрессорными лопатками. Лопатки также разбивают крупные капли, и, следовательно, те быстрее испаряются, способствуя образованию топливовоздушной смеси с высокой степенью однородности, качественному, а главное, быстрому сгоранию и ускоренному истечению газового потока из реактивного сопла. Это не только позволяет достигнуть гиперзвуковых скоростей, но и заметно снизить количество несгоревшего топлива.
Испарение подаваемого в зону сжатия топлива приводит к поглощению теплоты, температура воздуха понижается, а плотность соответственно возрастает без дополнительных энергозатрат. Это значительно повышает не только экономичность, но и кпд тепловой машины.
В предлагаемой схеме процессы сжатия и расширения протекают в непосредственной близости друг от друга. Потенциальная и кинетическая энергия, приобретаемая потоком в зоне сжатия, не теряется и не рассеивается, как это происходит в камерах сгорания.
Здесь обнаруживается ещё один важный эффект. Часть тепловой энергии потока, работающей на вращение турбины, в виде механической работы идёт в основном на сжатие воздуха, и лишь незначительная её доля тратится на поддержание энергетики самолёта и преодоление трения в опорах. Если взять механическую работу, которая идёт на повышение температуры сжимаемого воздуха, то она также не пропадает и не рассеивается в окружающую среду, а переносится испарившимся топливом на турбинные лопатки, где входит составной частью в энергию, превращающуюся в механическую работу сжатия воздуха. Получается как бы замкнутый круг.
Возникает такая термодинамическая система, у которой часть тепловой энергии постоянно циркулирует внутри неё самой и не уносится в окружающую среду. А освободившееся эквивалентное количество энергии газового потока дополнительно идёт на работу расширения в реактивном сопле, значительно увеличивая тягу двигателя по сравнению с известными силовыми установками.
По-иному происходит в новом двигателе и переход с одного режима на другой. В воздушный поток зоны сжатия предлагается подавать топливо, не меняя положение впускного клапана.
При запуске двигателя топливо подаётся циклически небольшими порциями (прерывисто), а в режиме разгона продолжительность циклов подачи постепенно увеличивается, и система питания плавно переходит на непрерывный режим подачи топлива. Аналогично, но в обратной последовательности двигатель выводится из стационарного режима.
В таких условиях на всех режимах работы двигателя коэффициент избытка воздуха α в топливовоздушной смеси всегда будет оптимальным.
В режиме разгона двигателя влияние частоты вращения ротора на величину тяги сохраняется, так как компрессор ещё не создаёт расчётной степени сжатия воздуха. Поэтому вначале целесообразно применять минимальную продолжительность подачи топлива, но с большей частотой. По мере возрастания частоты вращения продолжительность подачи топлива увеличивают, а частоту впрысков снижают. Этот режим работы предназначен не для полёта, а только для разгона двигателя на земле.
Постепенно температура в критическом сечении и в зоне расширения растёт. Мощность, передаваемая ротору турбинными лопатками, становится настолько большой, что дальнейшее повышение давления и температуры воздуха может привести к самовоспламенению топливовоздушной смеси в зоне сжатия и вызвать помпаж.
Чтобы стабилизировать мощность турбины, предлагается техническое решение, способное удержать частоту вращения ротора на расчётном уровне, а теплонапряжённость газового потока продолжать наращивать, повышая температуру газовой струи до стехиометрической. Оно состоит в том, чтобы раскрыть сопловой аппарат после достижения максимально допустимого числа оборотов ротора на земле.
Это можно сделать, поворачивая лопатки соплового аппарата так, чтобы уменьшить угол входа газового потока на лопатки турбины, то есть направить его по касательной к ним.
Казалось бы, частота вращения ротора должна упасть, однако уменьшение угла входа потока на рабочие лопатки компенсируется ростом температуры потока и возрастанием его теплонапряжённости. В результате частота вращения ротора двигателя остаётся неизменной (на расчётном уровне), а мощность газовой струи, выбрасываемой из сопла, увеличивается.
Во время полёта с увеличением высоты плотность и давление атмосферного воздуха падают, что неизбежно сказывается на величине давления в зоне сжатия. В существующих ТРД это приводит к падению коэффициента избытка воздуха α, ухудшению экономичности и снижению мощности двигателя.
В новом двигателе с подъёмом достаточно частично закрыть сопловой аппарат, увеличивая угол входа газового потока на рабочие лопатки турбины, таким образом увеличивая частоту вращения ротора пропорционально падению давления воздуха в атмосфере. На больших высотах температура воздуха существенно ниже, чем около земли, поэтому увеличение частоты вращения ротора не приведёт к самовоспламенению топливовоздушной смеси в зоне сжатия и возникновению помпажа.
Во время снижения самолёта, когда давление атмосферного воздуха вновь возрастает, сопловой аппарат раскрывают, и в результате частота вращения ротора уменьшается до максимально допустимой у поверхности земли. Одним словом, с изменением высоты полёта частоту вращения автоматически меняют обратно пропорционально давлению в зоне сжатия при постоянной подаче топлива.
Очень важно: частоту вращения ротора меняют не для увеличения или уменьшения тяги, а только для сохранения расчётного соотношения топлива и воздуха в смеси!
Пришло время поговорить о системе охлаждения. В её основу положен самый распространённый и наиболее простой способ конвективного охлаждения. В классическом двигателе охлаждающий воздух по пути следования принимает участие в охлаждении многих узлов и деталей, аккумулируя теплоту, и лишь в последнюю очередь поступает во внутренние полости турбинных лопаток с уже высокой температурой и низкой охлаждающей способностью.
Конструктивное оформление системы охлаждения нового двигателя предусматривает отбор необходимого количества воздуха из зоны сжатия перед местом впрыска топлива. Охлаждающий воздух идёт двумя потоками — через каналы в корпусе и через внутреннюю полость ротора. Воздух непосредственно подают внутрь лопаток турбины и соплового аппарата, не заставляя его охлаждать другие узлы и детали. Это позволяет продуть сквозь внутренние полости лопаток необходимое количество воздуха с низкой температурой.
Расчёты показывают, что площадь внутренней охлаждаемой поверхности лопатки должна быть в 2,6 раза больше её рабочей наружной площади. При этом на охлаждение потребуется 25% от поступающего в двигатель атмосферного воздуха, а 75% пойдёт на создание топливовоздушной смеси (сравните с нынешними ТРД, где соотношение диаметрально противоположное, см. с. 49).
Воздушные потоки, выходя из внутренних полостей сопловых и рабочих турбинных лопаток в проточную часть двигателя, образуют внутреннюю и внешнюю теплоизолирующие воздушные прослойки (предохраняя корпус и ротор от разрушающего теплового воздействия) и через реактивное сопло вместе с газовым потоком выбрасываются в атмосферу.
Самолёт, оснащённый новым ТРД, будет способен на крейсерском режиме развивать гиперзвуковые скорости с числом Маха М = 3–4. Процесс его изготовления проще и дешевле, чем ныне существующих, поскольку в нём отсутствуют многие узлы, без которых не построишь обычный ТРД.
Комментарии к статье
* Коэффициент избытка воздуха — это отношение действительного количества воздуха в горючей смеси к теоретически необходимому для её полного сгорания.
