Silniki lotnicze - Strumieniowe i pulsacyjne - Część 10

Kraków 2.01.2017r.

 

An aircraft engine. Part 10

Silnik strumieniowe i pulsacyjne

 

Silnik strumieniowy - Ramjet

 

              Na moment wrócę do historii. W 1908 roku francuz Rene Lorin (1877-1933) teoretycznie opracował i opatentował silnik strumieniowy. Nie mógł jednak zbudować pracującego modelu, ponieważ ówczesne statki powietrzne nie dysponowały taką prędkością, aby silnik strumieniowy podjął pracę. Swoje teorie przedstawiał na łamach czasopisma L’Aerophile w 1908-1913 roku. Gdy inny francuz, Rene Leduc złożył wniosek o patent na projekt silnika strumieniowego w 1933 roku odkrył te publikacje. Chciał skontaktować się z Rene Lorin, ale dowiedział się, że ten niedawno zmarł.

              W teorii silnik strumieniowy (Ramjet) jest bardzo prosty, a w rzeczywistości jego termodynamiczne warunki pracy są bardziej skomplikowane. Do chwili obecnej nie opracowano w pełni skutecznego i sprawnego silnika strumieniowego. Inna nazwa silnika strumieniowego to Flying stove pipe (latająca rura gazowa) lub Athodyd (skrót słów powietrzny kanał termodynamiczny). Silnik strumieniowy jest formą silnika przelotowego, bez ruchomych elementów. Silnik ten wykorzystuje kompresję powierza na skutek własnego ruchu do przodu. Sprężone powietrze otrzymuje wtrysk paliwa. Następuje zapalnie mieszanki powietrzno-paliwowej. Wzrost ciśnienia spalin skierowany przez dyszę wylotową daje ciąg silnikowi. Dlatego silnik ten nie może dać siły ciągu przy zerowej prędkości. Pojazd wyposażony w tego typu silnik musiałby mieć inny rodzaj napędu, aby zapoczątkować ruch i procesy spalania w silniku strumieniowym. W teorii silnik strumieniowy byłby najskuteczniejszy w zakresie prędkości od Ma 3 do Ma 6. Wciąż poszukuje się zastosowania dla silniki strumieniowego. Były prace z wirnikami nośnymi śmigłowców. Próbuje się zastosować silniki strumieniowe w pociskach artyleryjskich. Tego typu rozwiązanie zgłosił już w 1915 roku węgierski wynalazca Albert Fono, dla wojsk austro-węgierskich. Wówczas ten pomysł został odrzucony.

             Wspomniałem o trudnych warunkach termodynamicznych pracy silnika strumieniowego. Silnik taki musi być opracowany do konkretnego zakresu prędkości, gdyż wraz ze wzrostem prędkości maleje jego sprawność. Dzieje się tak dlatego, że wzrasta temperatura powietrza na wlocie w wyniku większego sprężania. Gdy temperatura wlotowa zbliży się do temperatury wylotowej, mniejsza części energii może być wyodrębniona w postaci ciągu. Aby stworzyć konieczny ciąg silnika, powietrze to nie powinno być tak bardzo sprężane, po to by nie podnosić temperatury. Oznacza to, że przepływ przez silnik będzie naddźwiękowy, a wszystkie współczesne silniki turboodrzutowe mają przepływ poddźwiękowy, mimo, że samolot leci z prędkością Ma 2 – Ma 3. Ten niepożądany wzrost temperatury w momencie sprężania, nasuwa od razu konieczność zastosowania czegoś na wzór intercooler-a.

              Wiele testów z silnikami strumieniowymi wykonywali sowieci na przełomie lat 30/40-lat. Jednak pozostało niewiele informacji o tych pracach. Stosowali silniki strumieniowe DM-1, DM-2, jako silniki dodatkowe w samolotach: I-15, Jak-7.

 

Doświadczenia francuskie

 

              Największe sukcesy z napędem strumieniowym (ramjet) odniósł Rene Leduc (1898-1968). Rene Leduc był francuskim inżynierem, który prace nad silnikami strumieniowymi podjął w 1938 roku, a w 1949 roku stworzył pierwszy na świcie samolot napędzany wyłącznie silnikiem strumieniowym – Leduc 010. Inż. Rene Leduc pracował w firmie Breguet Aviation. W 1938 roku przystąpił do opracowania samolotu napędzanego wyłącznie silnikiem strumieniowym. Podczas drugiej wojny światowej zakłady pracowały na potrzeby germańców. Prace nad samolotem zwolniły tempa. W efekcie samolot Leduc 010 był gotowy dopiero w 1947 roku. Zbudowano dwa prototypy. Cały kadłub płatowca to był praktycznie silnik. Załogę umieszczono w osobnej kabinie zlokalizowanej centralnie w przedniej części kadłuba. W ten sposób wlot do silnika był pierścieniowy. Samolot miał długość 10,25 m, rozpiętość 10,52 m, masę własną 1 700 kg, startową 2 800 kg, ciąg silnika 15,7 kN. Testy rozpoczęto Tuluzie w październiku 1947 roku. Strat samolotu Leduc 010 odbywał się przy pomocy samolotu nosiciela Sud-Est SE.161 Languedoc. Pierwszy lot silnikowy wykonano w dniu 21.04.1949 roku. Podczas prób osiągnięto prędkość Ma 0,85, pułap 11 000 m (36 000 ft) i prędkość wznoszenia 40 m/s. Były to bardzo dobre wyniki. Oba prototypy Leduc 010 utracono w wypadkach, w których piloci z licznymi obrażeniami przeżyli.

 

 

              Prace nad programem nie ustały. Powstał kolejny prototyp Leduc 011, który miał na końcach skrzydeł niewielkie silniki turboodrzutowe dla zapewnienia samodzielnego startu. Pierwszy lot wykonano w dniu 8.02.1951 roku. Z samolotem były jednak problemy i zrezygnowano z silników turboodrzutowych.

             Program trwał dalej. W 1953 roku zbudowano dwa kolejne prototypy oznaczone Leduc 021. Samoloty były o 30 % większe od Leduc 010. Rozpiętość 11,60 m, długość 12,50 m, masa własna 3 300 kg, masa startowa 6 000 kg, silnik strumieniowy (ramjet) o ciągu 63,7 kN. Testy trwały w okresie 1953-1956. Objęły 284 loty. Samolot osiągnął max Ma 0,95, a to w połowie 50-lat było już za mało. Konstrukcja nie nadawała się do lotów naddźwiękowych. Dlatego powstał jeszcze jeden samolot Leduc 022.

Samolot Leduc 022 był przeznaczony do lotów naddźwiękowych w zakresie Ma 2. Był budowany jako prototyp samolotu myśliwskiego. Była to próba praktycznego zastosowania techniki silnika strumieniowego. W przeciwieństwie do poprzedników otrzymał skośne skrzydła. Zespół napędowy był układem silnika strumieniowego (ramjet) i turboodrzutowego (turbojet). Chodziło o to aby samolot mógł startować samodzielnie. Leduc 022 miał długość18,21 m, rozpiętość 9,95 m, masę własna 6 380 kg, masę startową 9 000 kg, silnik strumieniowy o ciągu 63,7 kN, turboodrzutowy Snecma Atar 101D-3, o ciągu 31.4 kN. Pierwszy lot wykonano w dniu 26.12.1956 roku. Podczas testów nie udało się przekroczyć prędkości dźwięku z uwagi na znaczny opór indukowany płatowca. Program zamknięto w 1958 roku na rzecz dalszego rozwoju samolotu Dassault Mirage III.

 

              Francuzi opracowali jeszcze jeden projekt samolotu napędzanego silnikiem strumieniowym (ramjet). Był nim samolot firmy Nord Aviation Nord 1500 Griffon (Sęp). Był to samolot który miał spełnić francuskie wymagania dla samolotu bojowego osiągający prędkość Ma 2. Układ aerodynamiczny pochodził z końca 40-lat i opierał się na skrzydłach typu delta uzupełnionych niewielkimi skrzydełkami w przedniej części kadłuba. Samolot miał operować z gruntowego pola startowego (trawa) i mieć rozbieg 1 000 m. zespół napędowy miał być mieszany: silnik turboodrzutowy wspierany silnikiem strumieniowym. Zbudowano dwa prototypy.

             W pierwszym prototypie zastosowano tylko silnik turboodrzutowy Atar 101. Mimo to samolot Griffon I rozpędzał się do prędkości Ma 1,17. Prototyp Griffon II wyposażono w docelowy zespół napędowy. Pierwszy lot wykonana 23.01.1957 roku. W testach osiągnięto prędkość Ma 2,19 (2 330 km/h). ogólnie konstrukcja była sukcesem. Jednak były pewne istotne wady. Płatowiec rozgrzewał się do bardzo dużych temperatur w rejonie pracującego silnika strumieniowego. Konstruktorzy nie dysponowali tytanem lub inconel-em (stopem niklu, chromu i żelaza). Poza tym samolot mógł latać, albo bardzo szybko, albo z prędkościami poddźwiękowymi. Włączenie silnika strumieniowego powodowało szybki przyrost prędkości, a jego wyłączenie powodowało momentalne hamowanie do 900 km/h. Firma zaproponowała wersję Super Griffon. Ale program został zamknięty z uwagi na znacznie prostszy samolot Mirage III.

              Griffon II: długość 14,54 m, rozpiętość 8,10 m, masa 6 750 kg. Silnik Atar 101 o ciągu 34,3 kN oraz strumieniowy Nord Stato-Reacteur o ciągu 68,0 kN.

 

 

Epilog silników strumieniowych

 

            Wbrew powszechnemu mniemaniu wewnętrzny kształt silnika strumieniowego jest bardzo skomplikowany. Większość tych silników działa przy naddźwiękowych prędkościach lotu. Dlatego na wlotach stosuje się elementy na których powstają skośne lub stożkowe fale uderzeniowe. Powodują one wytracenie prędkości powietrza do prędkości poddźwiękowych i jego sprężenie. Dalsza dyfuzja powoduje uzyskanie prędkość przepływu powietrza do wartości odpowiedniej dla stabilnego poziomu spalania paliwa. Okazało się, że silnik tego typu jest bardzo wrażliwy na wiraże wykonywane przez samolot, bo zmienia się kąt napływu powietrza, a nie ma kierownic aerodynamicznych dla jego uporządkowania.

             Poddźwiękowe silniki strumieniowe nie potrzebują tak wyrafinowanych chwytów powietrza, bo wpada ono do silnika z mniejszą prędkością.

             Jak w innych silnikach przepływowych praca komory spalania polega na stworzenie mieszanki powietrzno-paliwowej i jej zapaleniu, przy stałym ciśnieniu. Spalanie powinno być stabilne, a płomienie nie powinny wychodzić poza komorę spalania. Cała reakcja spalania musi odbywać się w komorze spalania, po to aby uzyskać maksymalny wzrost ciśnienia. Ponieważ za komorą spalania nie ma turbiny, dlatego silnik strumieniowy może pracować na maksymalnych wartościach temperatury spalanego paliwa. Dla nafty (kerozyna) wynosi ona 2 130 stopni C. Za komorą spalania zwykle znajduje się dyfuzor, a po nim konfuzor. Przy prędkościach poddźwiękowych wystarcza dyfuzor.

              Testy wykazały, że silnik nie pracuje jednakowo, nie tylko w zmiennych zakresach prędkości, ale także w zależności od pułapu i temperatury zewnętrznej. Generalnie każdy silnik ma swój wąski zakres najkorzystniejszej prędkości i wysokości lotu. Dlatego co jakiś czas odżywa pomysł napędu samolotów transportowych z takim napędem, bo one zwykle latają ze stałą prędkością i na zbliżonych nominalnych pułapach oraz nie wykonują skomplikowanych skrętów.

             Chociaż udało się stworzyć silniki strumieniowe pracujące przy prędkości postępowej 160 km/h to są one nieefektywne z uwagi na zbyt niskie ciśnienie sprężenia. Dobre rezultaty osiąga się dopiero przy prędkości Ma 0,5 (około 610 km/h).

              Ujawniły się także problemy ze sterowaniem silnika. Kiedy silnik podejmuje samodzielną pracę samolot ma tendencję do stałego przyspieszania. Jednocześnie rośnie temperatura na wlocie i wylocie, co standardowo wpływa na wzrost temperatury silnika i płatowca. Można doprowadzić do zniszczenia silnika. Dlatego ujmuje się ilość podawanego paliwa, co doprowadza do równowagi termodynamicznej. Samolot ustabilizuje prędkość, a tym samym temperaturę wlotu i wylotu na rozsądnym poziomie.

            Silniki strumieniowe mają jeszcze jedną cechę. Spalanie w nim jest stechiometryczne. (Dla nafty jest to 15,0. Dla benzyny 14,9.). Dlatego ich wydajność przy prędkościach Ma 2-3 jest dobra. Natomiast przy niskich prędkościach przegrywają z silnikami turboodrzutowymi, a nawet rakietowymi.

            Silniki strumieniowe znalazły szerokie zastosowanie w napędach pocisków rakietowych. Zwykle stosowany jest napęd mieszany rakietowy i strumieniowy. Silnik rakietowy nadaje pociskowi prędkość początkową, a silnik strumieniowy utrzymuje tę prędkość.

            Ogromną zaletą silnika strumieniowego jest jego prosta konstrukcja. Brak ruchomych elementów silnika. Dzięki temu taki silnik jest tani w produkcji i obsłudze. Współczesne silniki strumieniowe są także bardzo trwałe.

 

Silnik pulsacyjny - Pulsejet

 

             Rozwinięciem silnika strumieniowego stał się silnik pulsacyjny. Silnik pulsacyjny (pulsejet) jest odmianą silnika odrzutowego. Składa się z wlotu powietrza, układu zaworów zwrotnych , komory spalania oraz dyszy wylotowej. Najbardziej znanym przykładem silnika pulsacyjnego był zespół napędowy skrzydlatej bomby Fieseler Fi-103 bardziej znana jako V-1 i użyta bojowo przez germańców w czasie drugiej wojny światowej.

             Jak wygląda praca silnika pulsacyjnego? Do silnika poprzez wlot powietrza wpada porcja utleniacza (powietrza) w które jest wtryskiwane i zapalane paliwo. Zapalona mieszanka zwiększa ciśnienie powodując zamknięcie układu zaworów zwrotnych. Gazy wylotowe mogą skierować się wyłącznie do rury wylotowej i dyszy wylotowej, dając ciąg silnikowi. Odpowiednio długa rura wylotowa wywołuje w komorze spalania podciśnienie, które umożliwi wpuszczenie kolejnej porcji powietrza (utleniacza) i cykl się powtarza. Początkowo mieszanka zapalana jest za pomocą świecy zapłonowej. Kiedy silnik rozgrzeje się zapłon następuje samoczynnie.

             Silniki pulsacyjne mają stosunkowo niewielki ciąg i dlatego nadają się do napędu niewielkich statków powietrznych. Zaletą silnika pulsacyjnego jest jego prosta konstrukcja i prosta obsługa. Dodatkowo silnik nie wymaga stosowania materiałów wysoko wytrzymałych termicznie, gdyż temperatura pracy silnika jest zbliżona do tej jaka panuje w silniku tłokowym. Jednak silnik generuje znaczny hałas i silne wibracje, dlatego nie nadaje się jako napęd pilotowanych statków powietrznych. Dużym problemem jest zmuszenie zapalonej mieszanki do ruchu w kierunku tyłu, aby zapewnić ciąg, a nie w kierunku przeciwnym, czyli do wlotu powietrza. Dlatego mogą być stosowane żaluzje i okna w bocznych ścianach kanału otwierane w odpowiednim czasie. Również z tego powodu kanał wlotowy może mieć kształt litery U otwartej na obu końcach. W każdym układzie dużym problemem jest usunięcie całej spalonej porcji mieszanki. Jeśli mieszanka nie spali się całkowicie to jej spalenie nastąpi poza silnikiem, co jest niekorzystne.

 

Pulse Detonation Engine (PDE)

 

            Pulse Detonation Engine (PDE), czyli silnik pulsacyjno-detonacyjny. Prace nad tego typu silnikami podjęto w 70-latach XX wieku. O tych silnikach mówi się niewiele. Więc albo ich konstruktorzy stanęli przed barierami trudnymi do pokonania, albo są już w fazie eksperymentalo-wojskowej. Czas pokarze.

            Silnik Pulse Detonation Engine (PDE) jest w zasadzie rozwinięciem silnika strumieniowo-pulascyjnego. W przeciwieństwie do silnika pulsacyjnego zapłon w silniku PDE jest detonacyjny (eksplozyjny). Kolejne detonacje mieszanki paliwowo-powietrznej występują znacznie częściej. Silnik teoretycznie może pracować przy prędkości lotu poddźwiękowego. Jednak optymalna prędkość pracy takiego silnika wynosi w granicach 4-6 Ma. Teoretycznie pojazdy wyposażone w silniki PDE mogą osiągać prędkość 12 Ma. Zaleta tego silnika jest możliwość pracy z przepływami naddźwiękowymi.

            W teorii praca silnika PDE wygląda następująco. We wlocie do silnika musi wytworzyć się przynajmniej jedna fala uderzeniowa. W komorze spalania zwiększa się ciśnienie. Wtryskiwana jest porcja paliwa i mieszanka zapalana jest detonacyjnie. Fala eksplozji rozchodzi się w kierunku dyszy wylotowej. Czoło fali dociera do dyszy wylotowej, a wówczas w komorze spalania obniża się ciśnienie i kolejna porcja powietrza może wlecieć do komory spalania i cykl się powtarza. Paliwo jest wtryskiwane w odpowiednich porcjach i z odpowiednia częstotliwością. Wtryskiwane jest pomiędzy kolejnymi falami detonacyjnymi. Wszystkie współczesne silniki turboodrzutowe i rakietowe działa na zasadzie deflagracji paliwa, to znaczy gwałtowne ale poddźwiękowych spalania paliwa. Silnik impulsowy detonacji ma być nową jakością i działa na zasadzie naddźwiękowych detonacji paliwa. Ponieważ spalanie odbywa się tak niezwykle szybko, wsad (paliwo / mieszanina powietrza) nie ma czasu rozwinąć się w tym procesie, dzięki czemu detonacja następuje w niemal stałej objętości. Stała wielkość spalania jest bardziej efektywny niż eksplozja opony samochodowej.

Ponieważ proces spalania jest tak szybki, to mechaniczne zawory są niemożliwe do wykonania. Dlatego firmy chcą wykorzystywać różnicę ciśnień pomiędzy różnymi strefami silnika, co ma zapewnić ciąg. Taki projekt opracowywała firma General Electric. W eksperymentalnych konstrukcjach PDE gdzie zastosowano okiennice udało się osiągnąć 250 detanocji/s. Jednak celem jest 1000 detonacji/s. Z punktu widzenia inżynierii jest to praktycznie stała detonacja.

            Wnioskuje się, że z porcji mieszanki uzyska się więcej ciepła niż w innych silnikach. Stąd wniosek, że silniki te będą bardziej sprawne.

Główną trudnością w silnik jest inicjacja detonacji. Chociaż teoretycznie możliwa jest detonacja bezpośrednio od iskry o dużej energii. Jednak typowym rozwiązaniem w tych silnikach może być przejście od deflagracji-to-detonacji (DDT). Czyli zapłon może rozpoczynać się z początkiem komory spalania i przechodzi do detonacji w dalszej części komory spalania, kiedy gazy zmierzają już do wylotu. Innym rozwiązaniem może być cyrkulacja spiralna porcji mieszanki, która stopniowo dochodzi do detonacji. Ta porcja mieszanki największą moc osiąga tuż przed wylotem z silnika.

Wiadomo, że dużym problemem jest szybkie i skuteczne wymieszanie paliwa z utleniaczem. Problemem są także same detonacje, które są wielokrotnie głośniej niż samozapłon.

           Teoretycznie sprawność silnika PDE jest wyższa od silników turboodrzutowych i turbo-wentylatorowych. Głównym czynnikiem wytwarzającym się ciąg jest nagły wzrost temperatury, a w znacznie mniejszym stopniu ciśnienia, które i tak jest wysokie i wynosi około 100 atm (10 MPa). Brak sprężarki, turbiny i wału silnika PDE powoduje, że jest prosty, lżejszy i tańszy.

Minusem silnika PDE jest jego ogromny hałas, który przypomina pracę młota pneumatycznego, tylko zwielokrotniony. Drugim minusem są silne drgania.

           Do tej pory nie ma praktycznego silnika PDE w produkcji (?). Zbudowano natomiast kilka różnych prototypów. W 2008 roku prace nad takim napędem prowadziła Agencja Zaawansowanych Projektów Badawczych Obrony (DARPA) w USA. Był to zmodyfikowany Scaled Composites Long-EZ, nazwany Borealis. Samolot latał z małymi prędkościami. Docelowy statek powietrzny miał osiadać prędkość Ma 6. Podobno program został anulowany. Wojsko upatruje zastosowanie tego typu silników w bezzałogowych samolotach rozpoznawczych, które poruszały by się z prędkością około Ma 5 i na wyższym pułapie niż samolot SR-71. Taki pojazd byłby praktycznie nie do zniszczenia obecnymi środkami obrony przeciwlotniczej. Jednak taki samolot musiałby być dotankowywany w powietrzu i to wielokrotnie, co znacznie komplikuje misje. Zarówno Pratt & Whitney oraz General Electric prowadzą programy nad silnikami PDE (?).

 

Opracował Karol Placha Hetman