РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Авторы: М. Ю. Куприков

РЕАКТИ́ВНЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ, двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования потенциальной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. Под рабочим телом, применительно к двигателям, понимают вещество (газ, жидкость, твёрдое тело), с помощью которого тепловая энергия, выделяющаяся при сгорании топлива, преобразуется в полезную механическую работу. В результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, направленной  в пространстве в сторону, противоположную истечению струи. В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в реактивном двигателе могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная).

Реактивный двигатель (двигатель прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е. обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов. Для создания реактивной тяги (тяги двигателя), используемой реактивным двигателем, необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из реактивного двигателя; сам реактивный двигатель – преобразователь энергии. Тяга двигателя  это реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренним и наружным поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) – результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учёта внешнего сопротивления и эффективную тягу, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Исходная энергия запасается на борту летательного или другого аппарата, оснащённого реактивным двигателем (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца).

Для получения рабочего тела в реактивном двигателе может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере реактивного двигателя; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных реактивных двигателях в качестве первичной энергии чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой раскалённые газы – продукты сгорания химического топлива. При работе реактивного двигателя 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. 

Принцип работы реактивного двигателя

Рис. 1. Схема турбореактивного (реактивного) двигателя. 1 – вход воздуха; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – сопло;  5 – турбина.

В реактивном двигателе (рис. 1) струя воздуха попадает в двигатель, встречается с вращающимися с огромной скоростью турбинами компрессора, который засасывает воздух из внешней среды (с помощью встроенного вентилятора). Таким образом, решаются две задачи – первичный забор воздуха и охлаждение всего двигателя в целом. Лопатки турбин компрессора сжимают воздух примерно в 30 раз и более и «проталкивают» его (нагнетают) в камеру сгорания (генерируется рабочее тело), которая является основной частью любого реактивного двигателя. Камера сгорания выполняет ещё и роль карбюратора, смешивая топливо с воздухом. Это может быть, например, смесь воздуха с керосином, как в турбореактивном двигателе современного реактивного самолёта, или же смесь жидкого кислорода со спиртом, как в некоторых жидкостных ракетных двигателях, или какое-нибудь твёрдое топливо пороховых ракет. После образования топливно-воздушной смеси она поджигается и выделяется энергия в виде теплоты, т. е. топливами реактивных двигателей могут служить лишь такие вещества, которые при химической реакции в двигателе (сгорании) выделяют достаточно много теплоты, а также образуют при этом большое количество газов.

В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объёмное расширение. Фактически реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв. Камера сгорания реактивного двигателя одна из самых горячих его частей (температура в ней достигает 2700 °С), её необходимо постоянно интенсивно охлаждать. Реактивный двигатель снабжён соплом, через которое из двигателя наружу с огромной скоростью вытекают раскалённые газы – продукты сгорания топлива в двигателе. В одних двигателях газы попадают в сопло сразу же после камеры сгорания, например в ракетных или прямоточных двигателях. В турбореактивных двигателях газы после камеры сгорания сначала проходят через турбину, которой отдают часть своей тепловой энергии для приведения в движение компрессора, служащего для сжатия воздуха перед камерой сгорания. Но, так или иначе, сопло является последней частью двигателя – через него текут газы, перед тем как покинуть двигатель. Оно формирует непосредственно реактивную струю. В сопло направляется холодный воздух, нагнетаемый компрессором для охлаждения внутренних деталей двигателя. Реактивное сопло может иметь различные формы и конструкцию в зависимости от типа двигателя. Если скорость истечения должна превосходить скорость звука, то соплу придаётся форма расширяющейся трубы или же сначала суживающейся, а затем расширяющейся (сопло Лаваля). Только в трубе такой формы можно разогнать газ до сверхзвуковых скоростей, перешагнуть через «звуковой барьер».

В зависимости от того, используется или нет при работе реактивного двигателя окружающая среда, их подразделяют на два 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 бо́льшую часть рабочего тела черпает из окружающей среды. К ним относят турбореактивный двигатель (ТРД), прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД), гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД). В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту аппарата, оснащённого РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту аппарата делают РД пригодным для работы в космосе. Существуют также комбинированные ракетные двигатели, представляющие собой как бы сочетание обоих основных типов.

Основные характеристики реактивных двигателей

Рис. 2. Диаграмма значений удельного импульса для разных типов реактивных двигателей.

Основным техническим параметром, характеризующим реактивный двигатель, является тяга – усилие, которое развивает двигатель в направлении движения аппарата, удельный импульс – отношение тяги двигателя к массе ракетного топлива (рабочего тела), расходуемого в 1 с, или идентичная характеристика – удельный расход топлива (количество топлива, расходуемого за 1 с на 1 Н развиваемой реактивным двигателем тяги), удельная масса двигателя (масса реактивного двигателя в рабочем состоянии, приходящаяся на единицу развиваемой им тяги). Для многих типов реактивных двигателей важными характеристиками являются габариты и ресурс. Удельный импульс является показателем степени совершенства или качества двигателя. В приведённой диаграмме (рис. 2) в графической форме представлены верхние значения этого показателя для разных типов реактивных двигателей в зависимости от скорости полёта, выраженной в форме Маха числа, что позволяет видеть область применимости каждого типа двигателей. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя.

Тяга – сила, с которой реактивный двигатель воздействует на аппарат, оснащённый этим двигателем, — определяется по формуле: $$P = mW_c + F_c (p_c – p_n),$$ где $m$ – массовый расход (расход массы) рабочего тела за 1 с; $W_c$ – скорость рабочего тела в сечении сопла; $F_c$ – площадь выходного сечения сопла; $p_c$ – давление газов в сечении сопла; $p_n$ – давление окружающей среды (обычно атмосферное давление). Как видно из формулы, тяга реактивного двигателя 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, оснащённого реактивным двигателем, над уровнем моря, если рассматривается полёт в атмосфере Земли. Удельный импульс реактивного двигателя 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). Поскольку скорость истечения продуктов сгорания (рабочего тела) определяется физико-химическими свойствами компонентов топлива и конструктивными особенностями двигателя, являясь постоянной величиной при не очень больших изменениях режима работы реактивного двигателя, то величина реактивной силы определяется в основном массовым секундным расходом топлива и колеблется в очень широких пределах (минимум у электрических – максимум у жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей). Реактивные двигатели 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.

ВРД используют  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. Разные схемы  позволили их применять для ЛА эксплуатирующихся на разных режимах полёта. Широко применяются турбореактивные двигатели (ТРД), устанавливаемые почти на всех без исключения современных самолётах. Как и все двигатели, использующие атмосферный воздух, ТРД нуждаются в специальном устройстве для сжатия воздуха перед его подачей в камеру сгорания. В ТРД для сжатия воздуха служит компрессор, и конструкция двигателя во многом зависит от типа компрессора. Значительно проще по конструкции бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели, в которых необходимое повышение давления осуществляется другими способами; это пульсирующие и прямоточные двигатели. В пульсирующем воздушно-реактивном двигателе (ПуВРД)  для этого служит обычно клапанная решётка, установленная на входе в двигатель, когда новая порция топливно-воздушной смеси заполняет камеру сгорания и в ней происходит вспышка, клапаны закрываются, изолируя камеру сгорания от входного отверстия двигателя. Вследствие этого давление в камере повышается, и газы устремляются через реактивное сопло наружу, после чего весь процесс повторяется. В бескомпрессорном двигателе другого типа, прямоточном воздушно-реактивном (ПВРД), нет даже и этой клапанной решётки и атмосферный воздух, попадая во входное устройство двигателя со скоростью, равной скорости полёта, сжимается за счёт скоростного напора и поступает в камеру сгорания. Впрыскиваемое топливо сгорает, повышается теплосодержание потока, который истекает через реактивное сопло со скоростью, большей скорости полёта. За счёт этого и создаётся реактивная тяга ПВРД. Основным недостатком ПВРД является неспособность самостоятельно обеспечить взлёт и разгон летательного аппарата (ЛА). Требуется сначала разогнать ЛА до скорости, при которой запускается ПВРД и обеспечивается его устойчивая работа. Особенность аэродинамической схемы сверхзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) обусловлена наличием специальных ускорительных двигателей, обеспечивающих скорость движения, необходимую для начала устойчивой работы ПРД. Это утяжеляет хвостовую часть конструкции и для обеспечения необходимой устойчивости требует установки стабилизаторов.

Историческая справка

Принцип реактивного движения известен давно. Родоначальником реактивного двигателя можно считать шар Герона. Твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ – ракетный двигатель твёрдого топлива) – 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. Важным этапом в развитии идеи реактивного движения была идея применения ракеты в качестве двигателя для летательного аппарата. Её впервые сформулировал русский революционер-народоволец Н. И. Кибальчич, который в марте 1881, незадолго до казни, предложил схему летательного аппарата (ракетоплана) с использованием реактивной тяги от взрывных пороховых газов. РДТТ применяют во всех классах ракет военного назначения (баллистических, зенитных, противотанковых и др.), в космической (например, в качестве стартовых и маршевых двигателей) и авиационной технике (ускорители взлёта самолётов, в системах катапультирования) и др. Небольшие твердотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах.

Первый патент на газотурбинный двигатель (ГТД) был выдан англичанину Дж. Барберу в 1791. Российский инженер П. Д. Кузьминский в 1900 построил ГТД (применил многоступенчатую газовую турбину) для небольшого катера.

В 1903 К. Э. Циолковский в работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» впервые в мире выдвинул основные положения теории жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и предложил основные элементы устройства РД на жидком топливе. Циолковский предусматривал применение для реактивного двигателя жидкого топлива и подачу его в двигатель специальными насосами. Управление полётом ракеты он предлагал осуществить посредством газовых рулей – специальных пластинок, помещаемых в струе вылетающих из сопла газов. Особенность жидкостно-реактивного двигателя в том, что, в отличие от других реактивных двигателей, он несёт с собой вместе с топливом весь запас окислителя, а не забирает необходимый для сжигания горючего воздух, содержащий кислород, из атмосферы. Это единственный двигатель, который может быть применён для сверхвысотного полёта вне земной атмосферы. Первую в мире ракету с ЖРД создал и запустил 16.3.1926 американец Р. Х. Годдард. Она весила ок. 5 кг, а её длина достигала 3 м. Топливом в ракете служил бензин, окислителем – жидкий кислород. Полёт ракеты продолжался 2,5 с, за которые она пролетела 56 м. Первые советские жидкостные ракетные двигатели – ОРМ (опытный ракетный мотор), ОРМ-1, ОРМ-2 были спроектированы В. П. Глушко и под его руководством созданы в 1930–31 в Газодинамической лаборатории (ГДЛ; см. в статье Реактивный институт). Впервые электротермический ракетный двигатель (принцип работы основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц)  создан и испытан Глушко в ГДЛ в 1929–33. Параллельно разработка ракетных двигателей велась в Москве Группой изучения реактивного движения (ГИРД; см. в ст. Реактивный институт) под руководством Ф. А. Цандера и С. П. Королёва (целью Королёва была постройка нового ракетного аппарата – ракетоплана). В 1929–32 Цандер построил и успешно испытал реактивный двигатель ОР-1 (опытный реактивный первый), работавший на бензине и сжатом воздухе, в 1933 – двигатель ОР-2 на бензине и жидком кислороде. Этот двигатель был спроектирован для установки на планёре, который должен был совершить полёт в качестве ракетоплана. В 1933 в ГИРДе создана и испытана первая советская ракета на жидком топливе. Всего с 1932 по 1941 в СССР было разработано 118 конструкций жидкостных реактивных двигателей. Первый полёт на самолёте-ракетоплане с ЖРД был совершён в Советском Союзе в феврале 1940. В 1941 под руководством советского конструктора В. Ф. Болховитинова был построен первый реактивный самолёт – истребитель-перехватчик с ЖРД (первый полёт 15.5.1942 совершил лётчик Г. Я. Бахчиваджи). В Германии И. Винклер впервые в Европе 14.3.1931 осуществил пуск жидкостной ракеты близ г. Дессау; ракета поднялась на высоту 60 м и приземлилась в 200 м от старта. 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.

Первые проекты самолётов с воздушно-реактивным двигателем (ВРД) не раз выдвигалась в разных странах. Первые проекты самолётов с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем (ПуВРД) были созданы в 1860-е гг. П. Маффиотти (Испания), Ш. де Луврье (Франция) и Н. А. Телешовым (Россия). Немецкие конструкторы ещё накануне 2-й мировой войны проводили широкий поиск альтернатив поршневым авиационным двигателям и обратили внимание на это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы «Argus-Werken» явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1, который использовался во время 2-й мировой войны. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД) имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью.

К наиболее важным и оригинальным работам в области проектирования воздушно-реактивного двигателя можно отнести исследования, проведённые в 1908–13 французским учёным Р. Лореном, который в 1908 запатентовал схему ВРД, а в 1913 предложил ряд схем прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Эти двигатели используют в качестве окислителя атмосферный воздух, а сжатие воздуха в камере сгорания обеспечивается за счёт динамического напора воздуха. В мае 1939 в СССР впервые состоялось испытание ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем конструкции П. А. Меркулова. Это была двухступенчатая ракета (первая ступень – пороховая ракета) с взлётной массой 7,07 кг, причём вес топлива для второй ступени прямоточного воздушно-реактивного двигателя составлял лишь 2 кг. При испытании ракета достигла высоты 2 км. В 1939–40 впервые в мире в Советском Союзе проводились лётные испытания воздушно-реактивных двигателей, установленных в качестве дополнительных двигателей на самолёте конструкции Н. Н. Поликарпова. В 1942 в Германии испытывались прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции Э. Зенгера. 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).

Рис. 3. Первый турбореактивный самолёт He 178.

Первая схема турбореактивного двигателя (ТРД) была предложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909. Первый турбореактивный двигатель изобрели Ф. Уиттл (Великобритания, 1930) и Х. фон Охайн (Германия, 1935). 27.8.1939 в Росток-Мариенеэ (Rostock-Marienehe) поднялся в небо первый самолёт с ТРД HeS 3 конструкции Х. фон Охайна He 178 (фирма «Heinkel» Германия; рис. 3). Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) все поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч. 

Рис. 4. Двигатель Jumo-004 – первый в мире крупносерийный ТРД.

С августа 1944 в Германии началось серийное производство реактивного истребителя-бомбардировщика Мессершмитт Me.262, оборудованного двумя турбореактивными двигателями Jumo-004 производства фирмы Юнкерс (рис. 4).

С ноября 1944 начал выпускаться первый реактивный бомбардировщик Arado Ar 234 Blitz с теми же двигателями. Единственным реактивным самолётом союзников по антигитлеровской коалиции, формально принимавшим участие во 2-й мировой войне, был «Глостер Метеор» («Gloster Meteor»; Великобритания) с ТРД Rolls-Royce Derwent-8 конструкции Ф. Уиттла (серийное производство которого началось даже раньше, чем немецких, – в 1941). 

В СССР в 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Впервые в СССР проект реального штурмовика с ВРД (ТРД) при поддержке начальника ОКБ-301 М. И. Гудкова в марте 1943 разработал Люлька (самолёт назывался Гу-ВРД). Проект был отвергнут экспертами главным образом в связи с неверием в актуальность и преимущества ВРД в сравнении с поршневыми авиадвигателями. Испытаниям созданного двигателя помешала Великая Отечественная война 1941–45. Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як-15 (1946), разработанный в рекордные сроки на базе планёра Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном КБ В. Я. Климова под обозначением РД-10. В 1947 прошёл государственные испытания первый, полностью оригинальный, отечественный турбореактивный двигатель ТР-1, разработанный в КБ А. М. Люльки. Первым реактивным пассажирским авиалайнером был Ту-104 (1955), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500 (АМ-3М-500), разработанными в КБ А. А. Микулина.

Турбореактивными двигателями и двухконтурными турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолётов во всём мире, их применяют на вертолётах. Эти реактивные двигатели 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 летательных аппаратов, ракетно-космической технике и т. д.

Большое значение для создания реактивных двигателей 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 воздушного реактивного двигателя», опубликованная в 1929. Практически на более 99% летательных аппаратов в той или иной степени применяют реактивный двигатель.

Лит.: Теория реактивных двигателей. М., 1955; Клячкин А. Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. М., 1969; Стечкин Б. С. Теория тепловых двигателей. Избранные труды. М., 1977; Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С. М. Шляхтенко. 2-е изд. М., 1987; Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. 4-е изд. М., 1989; Кулагин В. В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. 4-е изд. М., 2017.

  • РЕАКТИ́ВНЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ создаёт движущую силу в результате истечения из него струи вещества, обладающей кинетич. энергией (2015)
Вернуться к началу