к збільшується до критичного значення Ркр. У розширюється частини каналу (ділянка II-III), яка є дифузором, відбувається подальше зменшення швидкості потоку і збільшення тиску повітря. У перетині III стиск закінчується; потік повітря в цьому перетині володіє мінімальною швидкістю. На ділянці III-IV (камера згоряння двигуна) відбувається згорання палива, що впорскується з виділенням тепла q1. Після перетину IV газ розширюється і швидкість потоку зростає. Так як потік на виході з камери згоряння дозвуковой, то канал двигуна спочатку звужується (ділянка IV-V), а потім розширюється (ділянка V-VI). У перетині V потік має швидкість звуку С, відповідну параметрами газу в цьому перетині. У розширюється вихідної частини сопла відбувається подальше зменшення тиску від критичного в перетині V до тиску навколишнього середовища Р0 в перетині VI. Відповідно швидкість зростає від звуковий в перерізі V до надзвукової в перетині VI. Теоретичний цикл ВРД представлений в р-v діаграмі на рис.4. Лінія 1-2 відповідає процесу стиснення набігаючого потоку повітря в дифузорі при русі літального апарату з великою швидкістю, лінія 2-3 изобарического процесу підведення теплоти при згорянні палива, лінія 3-4 адіабатичному розширення продуктів згоряння в соплі, лінія 4-1 охолодженню віддалених у атмосферу продуктів згоряння.
Як видно з рис. 4, ВРД із згоранням палива при р = соnst працює за таким же циклом, як і ГТУ з изобарического згоранням палива. Відповідно цьому термічний к.п.д циклу ВРД з підведенням теплоти при р = соnst:
? t = 1 - 1/ ? (? -1) /? ( ? = Р1/Р2, - ступінь збільшення тиску повітря в дифузорі, ? = 1,4 - показник адіабати)
В
Рис. 4. Цикл прямоточного ВРД
Цю формулу можна перетворити в:
? t = (w4 2 - w1 2)/2 q1 (3)
Тут w4 швидкість газів на виході з сопла, а w1 - швидкість набігаючого потоку повітря. Переваги ПВРД полягає в простоті конструкції і його малій масі. Використовуються в якості допоміжних для досягнення літаком великих швидкостей польоту. Найбільш поширеним типом компресорних ВРД є турбореактивний двигун, широко застосовуваний в даний час в швидкісний авіації. Схема турбореактивного двигуна наведена на рис.5. У цьому двигуні попереднє стиснення повітря здійснюється як в результаті швидкісного напору, так і за допомогою осьового компресора 2, що приводиться в рух газовою турбіною 4 (з якою він має загальний вал). Набігаючий потік повітря в дифузорі 1 дещо гальмується, внаслідок чого тиск повітря підвищується. З дифузора повітря подається для подальшого стиснення в компресор 2, а з нього - в камеру згоряння 3, до якої п...
