струя выхлопных газов, называемая факелом. Рассмотрим излучение двигателя.

Воздух через диффузор и компрессор поступает в камеру сгорания двигателя (степень сжатия 10 15), где он смешивается с топливом и сгорает при почти постоянном давлении. Продукты сгорания проходят через турбину, отдавая ей внергию, достаточную для привода компрессора; при этом степень сжатия уменьшается до 2, а температура снижается примерно на 150°. Газы проходят удлинительную трубу и выходят через сопло в окружающее пространство в виде струи, обладающей высокой скоростью. Удлинительная труба имеет цилиндрическую форму с отношением длины к диаметру 1,5 ... 4. Ее можно рассматривать как модель абсолютно черного тела с температурой стенок, равной приблизительно температуре газов на выходе турбины (ТВГ).

В современных турбореактивных двигателях ТВГ в короткие промежутки времени может достигать 1000 К; при длительном полете ее поддерживают в пределах 800... 900 К, а при полете с малой скоростью - 500 ... 700 К. Газовый поток, нагретый до этой температуры.

Рис. SJS2. Индикатрисы излучения самолета с двумя поршневыми двигателями в горизонтальной (о) и вертикальной (б) плоскостях.

омывает детали двигателя.

Наивыс-до по л ни-

щую температуру имеют лопатки газовой турбины, так как они тельно нагреваются за счет аэродинамического потока при его встрече с лопатками под углами, близкими к 90 . При длительной работе двигателя температура поверхности лопаток близка к ТВГ. Такую же приблизительно температуру имеет реактивный конус.

В инженерных расчетах турбореактивный двигатель самолета можно рассматривать как серое тело с коэффициентом излучения 0,9, температурой, равной ТВГ и площадью, равной площади сопла. Такое допущение компенсирует малые значения отношения длины удлинительной трубы к ее диаметру и небольшую разницу между ТВГ и

действительной температурой стенок.

В отличие от поршневых двигателей у турбореактивных двигателей удельный вес мощности излучения газового факела мал вследствие полного сгорания топлива при избыгке кислорода и отсутствия в газовой струе раскаленных частиц углерода. Главными продуктами сгорания в факеле являются углекислота и пары воды. Их спектр аналогичен спектру пламени бунзеиовской горелки (рис. 3.33). Сильная полоса излучения наблюдается на длине волны 4,3 мкм, а более слабая, но более широкая полоса - на 2,7 мкм. Эта полоса образуется в результате нало-

Г, отн. ед.

¥

3 4 5 6 ТК.мнн

Рис. 3.33. Спектр излучения пламени зеновской горелки.

жеиия нескольких полос излучения паров HgO и COg. Большое число слабых полос имеется в далекой инфракрасной области (Я > 25 мкм). При сгорании некоторых топлив образуется хлористый водород, дающий серию полос в районе Я = 3,5 мкм. С точки зрения обнаружения, спектральная полоса в районе 4,3 мкм более выгодна, чем полоса 2,7, так как отношение их спектральных энергетических яркостей лежит в пределах 2,5... 10, в зависимости от вида топлива.

Температура газа на выходе сопла

/ n \Р1/

(3.12)

где Ti - температура газа в удлинительной трубе (близкая к ТВГ); р2 - давление газа после расширения его на выходе сопла; pj - давление газа в удлинительной трубе; v - показатель адиабаты (для продуктов сгорания V = 1,3).

Отношение Pg/pi для современных двигателей при дозвуковых скоростях полета равно примерно 0,5. Если расширение газа происходит до окружающего давления, то 0,85 Tj, т. е. температура факела турбореактивного двигателя на выходе сопла примерно на 15% ниже ТВГ.

Температура факела быстро убывает по мере удаления от среза сопла и от осевой линии (рис. 3.34, 3.35). Так, например, при удалении от среза сопла на расстояние 4 м и от оси на 0,25 м температура факела снижается с 900 до 500 К.

Энергетическая яркость факела зависит от числа и температуры молекул газа, которые определяются расходом топлива в двигателе. Например, если на высоте 500 м при скорости, соответствующей М = 0,4, расход топлива составляет 6000 кг/ч, а на высоте 10 ООО м при скорости М = 0,8 расход топлива 3000 кг/ч, то в первом случае энергетическая яркость факела примерно вдвое больше, чем во втором. Здесь М - отношение скорости самолета к скорости звука.

При работе двигателя в форсажном режиме расход топлива сильно увеличивается (в некоторых случаях в пять раз). Одновременно увеличиваются геометрические размеры факела, что можно проиллюстрировать рис. 3.36, где изображены изотермы факела турбореактивного двигателя на максимальной тяге на уровне моря без форсажа и в форсажном режиме [36].

Для дозвукового полета справедливо выражение Tz6,85Ti, так как температура газов, покидающих форсажную камеру, но находящихся еще в удлинительной трубе, равна 2100 К, то температура газов на срезе сопла 0,85 = 2100 = 1785 К. Переход на режим форсажа приводит к значительному увеличению яркости факела. На больших дальностях от приемного устройства энергетическая сила света всего факела может оказаться в несколько раз больше энергетической силы света удлинительной трубы.

При высоких сверхзвуковых скоростях полета самолета излучение факела ТРД, работающего на форсаже, мало по сравнению с излучением нагретой удлинительной трубы.

Расчет энергетической силы света факела ТРД представляет известные трудности, поскольку в различных участках факела меняется как температура, так и коэффициент излучения. Приближенно считают, что в диапазоне 3,2 ... 4,8 мкм энергетическая сила света факела составляет примерно 10% энергетической силы света сопла [36]. При наблюдении сзади самолета, летящего с дозвуковой скоростью, излучением факела пренебрегают. При наблюдении с таких направлений, с которых срез сопла не виден, например с передней полусферы, факел двигателя может оказаться единственным источником излучения самолета.

Самолеты с турбовентиляторными и прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Излучение турбовентиляторного реактивного двигателя меньше излучения ТРД за счет более низкой ТВГ. В случае, когда вентилятор установлен перед компрессором, размеры факела значительно меньше, чем у обычного двигателя. Если же вентилятор установлен за турбиной, понижа-

3 34. Изотермы факела турбореактивного двигателя с тягой 3000 н.

Рис 3.36. Изотермы факела турбореактивного двигателя пассажирского самолета

Рис з'ЗВ*Изотермы факела турбореактивного двигателя иа максимальной тяге: а - беа форсажа' (тяга 7,2 кН); 6 -в форсажном режиме (тяга 10 кН).

Рис 3.34

О

0.5 hO.

Сред шла

700К

Риг.. 3.35

t 3.0

о

I о

Б45К 535К ,420 Н ,305К

240Н

а

-JIOK Ъ 700К

60 75 , 30 105 120 Расстояние от ерш, н

240Ht

690Н