Гайдачук А.В., Пода В.Б. Двигатели внутреннего сгорания. Введение в специальность

Подождите немного. Документ загружается.

Отличительной особенностью двигателя Оберта было то, что

для распыливания топлива в камере сгорания он впервые применил

центробежные форсунки. Это позволило Оберту достичь хорошей

полноты сгорания топлива в камере и высоких удельных показателей

работы ЖРД.

В это же время в Германии появляются также

экспериментальные работающие образцы жидкостных ракетных

двигателей и ракет конструкции И. Винклера, В. Риделя, М. Валье и др.

(см. рис. 2.20). Примечательным является то, что преимущественное

большинство таких экспериментальных ракет имело такую же, как и у

Годдарда, рамочную схему с верхнерасположенным тянущим ЖРД.

Однако в отличие от первой жидкостной ракеты Р. Годдарда

топливные баки выполнялись в виде боковых стержней и таким

образом выводились из зоны действия осевой реактивной струи. В

качестве окислителя в этих первых экспериментальных ЖРД

использовали жидкий кислород, а горючими служили бензин,

дизельное топливо, этиловый спирт, метан и жидкий водород.

Во второй половине 20-х годов и в молодой стране Советов,

несмотря на разруху и тяжелое экономическое положение после

революции и гражданской войны, создаются коллективы ученых,

конструкторов, инженеров и техников, объединенных идеей

практических разработок жидкостных ракетных двигателей и ракет,

использующих их. Это Газодинамическая лаборатория (ГДЛ) в

Ленинграде и Группа изучения реактивного движения (ГИРД) в Москве,

которые в 1934 г. были объединены в Реактивный научно-

исследовательский институт (РНИИ). Разработками двигателей и ракет

в этих коллективах руководили такие ставшие знаменитыми ученые и

инженеры, как Ф. А. Цандер, М. К. Тихонравов, С. П. Королев,

Ю. А. Победоносцев. Но основоположником ракетного

двигателестроения в СССР и создателем первых в СССР ЖРД по

праву считается В. П. Глушко. Им выполнен большой объем

теоретических и экспериментальных исследований по важнейшим

вопросам создания и развития ЖРД. Двигатели, разработанные под

руководством Глушко, использовались практически на всех советских

космических ракетах.

Первый в Советском Союзе опытный ЖРД ОРМ-1 (рис. 2.21, а)

тягой 0,2 кН под руководством В. П. Глушко был сконструирован и

построен в ГДЛ в 1930 г. Двигатель работал на компонентах «азотный

тетраксид + толуол» и «жидкий кислород + бензин». В 1933 г. там же

создается уже более крупный двигатель ОРМ-52 (рис. 2.21, б)

тягой порядка 3 кН, работавший на азотной кислоте и керосине и

предназначавшийся для экспериментальных образцов ракеты РЛА-2 в

качестве самолетного ускорителя и для морской торпеды. Двигатель

ОРМ-52 имел систему химического зажигания и проточного

охлаждения камеры сгорания компонентами топлива. В 1936 г. для

экспериментальных образцов ракетного планера РП-218/318 и

крылатой ракеты КР-212 создается двигатель ОРМ-65 (рис. 2.21, в)

тягой, регулируемой в диапазоне 0,5…1,7 кН, и работающий на тех же

компонентах, что и ОРМ-52.

В ГИРД под руководством С. П. Королева и по проектам

М. К. Тихонравова и Ф. А. Цандера создаются первые

экспериментальные жидкостные ракеты ГИРД-09 и ГИРД-X,

успешные запуски которых были проведены в 1933 г. Двигатель ОР-2

(рис. 2.22, а) ракеты ГИРД-09 тягой 0,5 кН конструкции Ф. А. Цандера

был, правда, не чисто жидкостным, а гибридным, т. е. в качестве

окислителя использовался жидкий кислород, а в качестве горючего –

твердый бензин, размещавшийся в камере сгорания. Двигатель ЖРД 10

ракеты ГИРД-X работал на спирте и жидком кислороде, развивал тягу

0,7 кН и предназначался также для крылатой ракеты ГИРД-07

(рис. 2.22, в).

Начальный период развития жидкостных ракетных двигателей,

охватывающий около двадцати лет (1926 – 1945 гг.), может быть

разбит на три этапа. На первом этапе (конец 20-х начало 30-х годов)

основной задачей, стоявшей перед исследователями, было

подтверждение принципиальной возможности создания

работоспособного ЖРД.

После того, как усилиями ученых и конструкторов ряда стран

(США, Германии, СССР и др.) эта задача в принципе была решена и

доказано, что двигатель на жидком топливе может работать и

Рис. 2.21. Первые советские ЖРД разработки ГДЛ:

а – ОРМ-1 (1930 – 1931 гг.); б – ОРМ-52 (1933 – 1935 гг.);

в – ОРМ-65 (1936 г

а б в

создавать тягу, достаточную для подъема ракетного летательного

аппарата, перед ракетостроителями встала новая задача по

обеспечению длительной, безопасной и надежной его работы. Этот

второй этап охватывал середину 30-х годов. На протяжении первого и

второго этапов исследователи занимались, главным образом,

решением таких вопросов, как подбор наиболее целесообразных с

разных точек зрения компонентов топлив и решение проблемы подачи

их в камеру сгорания, организация устойчивого рабочего процесса в

камере, обеспечение надежного охлаждения камеры и т. п.

Отличительной чертой третьего этапа, охватывающего конец 30-х

начало 40-х годов, стало существенное увеличение масштабных и

мощностных характеристик ЖРД. Так, если до середины 30-х годов

тяга ЖРД не превышала 3 кН, то в течение третьего этапа развития

жидкостных ракетных двигателей были разработаны двигатели тягой

250…270 кН, позволяющие создать баллистические ракеты со

стартовым весом свыше 120 кН и дальностью полета около 300 км.

В 30-е годы прошлого века в принципе была решена проблема

создания первых реактивных самолетов. Первые практические

попытки осуществления полета человека на реактивных летательных

аппаратах тяжелее воздуха относятся к концу 20-х годов, когда в

Германии были испытаны первые реактивные планеры и самолеты с

РДТТ. Однако в результате таких испытаний выяснилось, что

авиационные ракетные двигатели на твердом топливе не могут

обеспечить регулирование силы тяги и повторного запуска двигателя,

Рис. 2.22. Схемы разработки ГИРД, 1933 г.:

а – ЖРД ОР-2; б – ЖРД 10; в – крылатой ракеты ГИРД-07

с ЖРД-10

Горючее

Кисло

од

Кисло

од

Место для

свечи

имеют недостаточно высокую энергетику и очень малое время

работы. Поэтому уже в самом начале 30-х годов было выдвинуто

новое предложение об использовании в качестве основных силовых

установок самолетов жидкостных ракетных двигателей. Применение

для самолетов ЖРД позволяло увеличить скорость полета самолета

вследствие бóльшей энергетики их топлив, изменять силу тяги и

производить остановки и повторные запуски двигателя, а также

увеличить длительность, а значит, и дальность полета самолета с

таким двигателем.

В конце 30-х начале 40-х годов это предложение было

реализовано в успешных полетах целого ряда экспериментальных

планеров и самолетов с жидкостными ракетными двигателями. Так, в

Германии в июне 1939 г. испытывается самолет Хейнкель Не-176 с

жидкостной двигательной установкой. С апреля 1941 г. начинаются

летные испытания ракетного истребителя-перехватчика Мессершмит

Ме-163 В с ЖРД HWK-109-509 А конструкции Г. Вальтера (рис. 2.23),

который работал на перекиси водорода и смеси гидразингидрата,

метанола и воды.

В СССР первый успешный полет ракетного самолета-

истребителя с ЖРД Д-1-А-1100 конструкции А. М. Исаева (рис. 2.24, а)

был совершен 15 мая 1942 г. летчиком Г. Я. Бахчиванджи на

самолете БИ-1. В период с 1940 по 1946 гг. в СССР разрабатывается

целое семейство самолетных ЖРД РД-1, РД-1ХЗ (рис. 2.24, б, в), РД-2,

работавших на азотной кислоте и керосине, которые устанавливаются

на различные типы самолетов, таких, как истребители Ла-7, Су-7, Як-

3, бомбардировщики Пе-2, Ту-2Р.

Проведенные в 40-е годы в Германии, СССР и США (самолет

Нортроп МХ-324, 1944 г.) летные испытания самолетов с ЖРД

показали практическую возможность использования этого типа

двигателей в качестве основной силовой установки самолетов, но

слишком большой расход топлива делал их экономически

неэффективными для этих целей. И с логической точки зрения

нецелесообразно было возить окислитель для двигателя на борту

Рис. 2.23. Самолетный двухкамерный ЖРД HWK-109-509 A-2,

используемый на истребителе Ме-163В,

и его камера сгорания, 1942 г.

самолетов, т. к. сам воздух, а точнее, входящий в его состав

кислород, являлся превосходным окислителем. Поэтому начиная с

50-х годов для реактивных самолетов

начали применять исключительно воздуш-

но-реактивные двигатели, практически

отказавшись от идеи использования ЖРД в

качестве силовой установки самолетов.

Более удачным практическим

применением разрабатываемых ЖРД стали

зенитные управляемые ракеты (ЗУР),

работы по созданию которых также

начинаются с 40-х годов. Пионером в

разработках таких ракет стала Германия, где

с 1941 по 1942 гг. начинают вестись работы

по созданию двухступенчатых ЗУР с

твердотопливными стартовыми ускори-

телями и маршевыми ЖРД (ЗУР «Рейн-

тохтер» и «Шметтерлинг» ), а также

одноступенчатых жидкостных ЗУР «Тайфун-

F» и «Вассерфаль» (рис. 2.25). Несмотря на

то, что практического применения эти

проекты в связи с окончанием войны так и не

получили (закончились опытными образцами

и опытными запусками), почти все они

послужили прототипами к созданию

Рис. 2.24. Самолетные ЖРД конструкции А. М. Исаева:

а – схема камеры двигателя Д-1-А-1100, 1942 г.; б – камера

двигателя РД-1, 1944 г.; в – двигатель РД-1Х3 и его камера

сгорания, 1946 г.

а б в

Рис. 2.25. Жидкостная

ЗУР «Вассерфаль»,

Германия,

1942 – 1944 гг.

аналогичных ЗУР в США, СССР и других странах. Интенсивные

разработки и практическое применение ЗУР с ЖРД продолжались до

60 – 70-х годов, когда они начали вытесняться более легкими,

экономичными и более функциональными ЗУР с РДТТ.

Самым же большим достижением немецких ракетостроителей

стало создание и практическое применение первой в мире

баллистической ракеты А-4 (V-2, «ФАУ-2») (рис. 2.26) с

жидкостным ракетным двигателем. Разработка ракеты велась с 1936

по 1942 гг. под руководством Вернера фон Брауна вначале в

Кумерсдорфе (центр Германии), а затем в испытательном центре

Пенемюнде на острове Узедом. Главным фактором успеха в проекте

этой первой баллистической ракеты был жидкостный ракетный

двигатель А-4 мод. 39 (рис. 2.26) конструкции доктора

Вальтера Тиля, более чем на порядок опередивший по мощности

все то, что было создано до него. Так, тяга двигателя А-4 мод. 39

составляла 257 кН, в то время как наиболее мощный в мире на тот

Рис. 2.26. Первая в мире баллистическая ракета

А-4, ее ЖРД А-4 мод. 39 и камера сгорания

двигателя

период опытный образец ЖРД конструкции В. П. Глушко развивал

тягу всего лишь 15 кН. Это позволило поднять в воздух ракету со

стартовым весом 126 кН и обеспечить ей дальность полета

300…370 км при высоте траектории около 90 км. Двигатель работал

на жидком кислороде и этиловом спирте, для подачи

компонентов топлива в камеру сгорания использовался

турбонасосный агрегат (ТНА), турбина которого приводилась в

действие в результате каталитического разложения перекиси

водорода Н

. Устойчивая работа такой беспрецедентно большой

камеры сгорания была достигнута применением форкамерного

процесса сгорания топлива: на головке основной камеры

располагались небольшие форкамеры, в которых происходил процесс

качественного смесеобразования компонентов топлива. Первые

успешные стендовые испытания двигателя А-4 мод. 39 были

проведены 21 марта 1940 г., в процессе которых двигатель

бесперебойно проработал 60 с. Практическое боевое применение

баллистической ракеты А-4 по целям в Англии и на континенте

осуществлялось в период с 8.09.1944 г. по 23.08.1945 г.

В послевоенные годы ракета А-4 и ее ЖРД копировались в США

и СССР и послужили в дальнейшем отправной точкой для разработок

в этих странах уже своих конструкций боевых баллистических ракет и

ракет-носителей для космических исследований.

3. КЛАССИФИКАЦИЯ И ПРИНЦИП РАБОТЫ ПОРШНЕВЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

3.1. Классификация

Поршневые двигатели внутреннего сгорания принято

классифицировать по основным признакам, характеризующим

особенности протекания их рабочих процессов, и по

конструктивным признакам, определяющим их конструктивное

выполнение.

Классификация поршневых двигателей по основным

признакам:

• по роду применяемого топлива – двигатели, работающие на

жидком топливе, газовые и

газожидкостные;

• по способу образования топливовоздушной смеси

(смесеобразованию) – двигатели с внешним и внутренним

смесеобразованием;

• по способу осуществления газообмена (рабочего цикла) –

четырехтактные и двухтактные двигатели;

• по способу воспламенения рабочей смеси – двигатели с

принудительным воспламенением (посторонним источником

зажигания) и двигатели с воспламенением от сжатия;

• по способу наполнения рабочего цилиндра – двигатели без

наддува и с наддувом.

Классификация поршневых двигателей по конструктивным

признакам:

• по конструкции кривошипно-шатунного механизма –

тронковые и крейцкопфные;

• по расположению и количеству цилиндров – однорядные,

V-образные, W-образные, Х-образные, звездообразные и т. д.;

• по степени быстроходности – малооборотные, или

тихоходные (со средней скоростью поршня до 10 м/c), и

высокооборотные, или быстроходные (со средней скоростью

поршня выше 10 м/c);

• по направлению вращения вала – нереверсивные правого и

левого вращений, реверсивные.

Кроме того, в связи с тем, что в последнее время все в большей

степени стали получать практическое применение поршневые

двигатели оригинальных конструкций

без кривошипно-шатунного

механизма, можно ввести еще один конструктивный признак,

отличающий современные поршневые двигатели, а именно: по

конструкции механизма преобразования тепловой энергии в

механическую. По этому признаку двигатели можно подразделять на

двигатели с кривошипно-шатунным механизмом и

бесшатунные: роторные, барабанного типа (аксиальные) с

качающейся или вращающейся наклонной шайбой и др.

Помимо классификации поршневых двигателей по основным и

конструктивным признакам их можно также классифицировать по

назначению согласно областям применения, которые приведены в

подразд. 1.3.1.

3.2. Двигатели с внешним и внутренним смесеобразованием

Образование горючей топливовоздушной смеси в поршневых

двигателях может происходить либо посредством впрыска топлива в

воздух до подачи его в рабочий цилиндр (

внешнее

смесеобразование), либо впрыском топлива непосредственно в

цилиндр двигателя, где оно смешивается с поступившим туда чистым

воздухом (внутреннее смесеобразование).

К двигателям с внешним смесеобразованием относятся

карбюраторные и инжекторные бензиновые, а также газовые

двигатели, к двигателям с внутренним смесеобразованием –

дизели и бензиновые двигатели с непосредственным

впрыском.

В связи с возвратно-поступательным

движением поршня сгорание

в поршневом двигателе возможно только последовательными

порциями, причем сгоранию каждой порции должен предшествовать

ряд подготовительных процессов. Поэтому рабочим циклом

поршневого двигателя называют совокупность различных

процессов, происходящих в цилиндре двигателя в

определенной последовательности и приводящих к сгоранию

одной порции горючей смеси.

Схемы рабочих циклов двигателей с внешним и внутренним

смесеобразованием представлены на рис. 3.1.

Схемы двигателей с внешним и внутренним смесеобразованием

показаны на рис. 3.2.

Как

видно из приведенных схем, инжекторные двигатели

(рис. 3.2, б) также можно отнести к классу двигателей с внутренним

смесеобразованием, особенно такие, у которых впрыск топлива в

воздушный поток осуществляется непосредственно перед впускным

клапаном. Это объясняется тем, что в таких двигателях, так же как и в

бензиновых с непосредственным впрыском топлива в цилиндры

(рис. 3.2, в), процесс смесеобразования происходит не во впускном

трубопроводе, а фактически в цилиндре при движении поршня от

верхней мертвой точки к нижней.

Сжатие горючей смеси или чистого воздуха в цилиндрах

поршневого двигателя необходимо для увеличения полезной работы

за цикл, т. к. при этом расширяются температурные пределы, в

которых протекает рабочий

процесс, а также улучшаются условия

для сгорания смеси горючего с воздухом (уменьшаются расстояния

между их молекулами).

Особенности двигателей с внешним и внутренним

смесеобразованием заключаются в следующем.

Двигатели с внешним смесеобразованием и непосредст-

венным впрыском бензина в цилиндры работают на

легкоиспаряющихся и хорошо перемешивающихся с воздухом

жидких топливах, а также на горючем

газе. К таким жидким

топливам относятся легкие фракции перегонки нефти: бензин,

лигроин, керосин. Кроме того, в качестве жидкого топлива,

преимущественно в странах Южной Америки, выращивающих

сахарный тростник, используется также более дешевый этиловый

спирт (этанол).

Воспламенение топливовоздушной смеси во всех этих

двигателях принудительное с помощью электрической искры,

образующейся на контактах электрической

свечи в определенные

моменты времени. Таким образом, их также называют двигателями

с принудительным зажиганием или посторонним источником

воспламенения, или двигателями легкого топлива.

Сжатие смеси в двигателях легкого топлива производится до

таких давлений и температур, которые бы не приводили к

самовоспламенению смеси. В противном случае может произойти

преждевременная вспышка смеси и

слишком быстрое ее сгорание –

Рис. 3.1. Схемы рабочих циклов двигателей внешнего и

внутреннего смесеобразования

Воздух

Горючее

Смесеобразование

Впуск

Сжатие

Расши

ение

Воспламенение и

сгорание

ВНЕШНЕЕ

СМЕСЕОБРАЗОВАНИЕ

Выпуск

ВНУТРЕННЕЕ

СМЕСЕОБРАЗОВАНИЕ

Смесеобразование,

самовоспламенение и

сго

ание

Воздух

Горючее

Впуск

Сжатие

Впуск

Расши

ение

Выпуск

ДИЗЕЛИ БЕНЗИНОВЫЕ

Воздух

Впуск

Горючее

Впуск

Сжатие

Воспламенение и

сгорание

Расши

ение

Выпуск

Рис. 3.2. Принципиальные схемы двигателей внешнего

смесеобразования (а – карбюраторного, б – инжекторного) и

внутреннего смесеобразования (в – бензинового с

непосредственным впрыском, г – дизеля):

1 – карбюратор; 2 – свеча зажигания; 3 – топливная форсунка;

4 – топливный насос

Воздух

Топливо

Воздух

Топливо

Воздух

Топливо