Перейти к содержимому
1

82. Турбореактивные двигатели (тяжёлые дальние БПЛА) #

Турбореактивный двигатель (ТРД) — установка для тяжёлых дальних БПЛА: скорость 300–900 км/ч, высота до 10–15 км, полёты 2–24 часа. Здесь — как устроен ТРД, какие характеристики считать (тяга, удельный расход топлива, взлётная тяга), как подбирается двигатель под БПЛА и в чём альтернатива — газотурбинная электроустановка (ГТЭ) для медленных «планеров-долголетов». Тяговые расчёты — по формулам категории 7 (нагрузки) и аэродинамики.

Содержание

1. Цели статьи

Справочник по турбореактивным двигателям (ТРД) и газотурбинным установкам для тяжёлых БПЛА: устройство, тяговые расчёты, расход топлива, эксплуатация. Материал рассчитан на инженера, который проектирует тяжёлый дальний БПЛА (10–500 кг, 300–900 км/ч) и должен подобрать турбину, посчитать время полёта и взлётную тягу.

  • Знать устройство ТРД (компрессор → камера сгорания → турбина → сопло) и где теряется мощность.
  • Считать требуемую тягу: F = D + запас; взлётную тягу по T/mg.
  • Считать расход топлива: mтоп = SFC·F·t и время полёта.
  • Знать ограничения: высота/скорость, запуск, TBO (ресурс между регламентами).
  • Различать ТРД (тяга) и ГТЭ (электричество) — для медленных долголетов.
Позиция в категории 8. 79 — рамка выбора (турбина — на 8+ часов / 300+ км/ч), 81 — поршень (до 50 кВт), 82 (здесь) — ТРД, 83 — турбовинты/ПВРД/РДТТ (обзор), 84 — керосин Jet-A подробно.
↑ К оглавлению

2. Глоссарий величин

Полный перечень величин с единицами измерения.

ВеличинаОбозначениеЕдиницыТипичные значения
ТягаFН (кН)лёгкие ТРД 0,5–20 кН
Удельный расход топлива (SFC)SFCг/(Н·ч)50–90 (лёгкие ТРД)
Масса топливаm_топкгm_топ = SFC·F·t
Отношение тяги к весу (взлёт)T/mgбезразмерный0,25–0,5 (крылатые)
Скорость полётаVм/с (км/ч)80–250 м/с (290–900 км/ч)
Высота полётаHкм0–15 (по двигателю)
Ресурс между регламентами (TBO)—моточасы500–2000
Скорость звукаaм/с340 (у земли), 295 (на 10 км)
↑ К оглавлению

3. Устройство ТРД

ТРД — турбина, вращающая компрессор, и реактивное сопло. [Турбореактивный двигатель — Turbojet (рисунок — Wikipedia) / Турбореактивный двигатель; реактивный двигатель — Jet_engine] Цепь: воздух → компрессор (сжатие в 8–25 раз) → камера сгорания (керосин, ~1 800–2 000 К) → турбина (снимает энергию на компрессор) → сопло (скорость струи 400–600 м/с). Тяга — разность импульса потока.

ПараметрЛёгкий ТРД (0,5–20 кН)Комментарий
Тяга0,5–20 кНБПЛА 10–500 кг
SFC50–90 г/(Н·ч)меньше — эффективнее
Скорость290–900 км/чдо 0,9 Маха (без форсажа)
Высота0–10–15 кмкомпрессор «не глохнет»
Масса5–150 кгтяга/масса 5–25 Н/кг
Топливокеросин Jet-A (статья 84)запуск на высоте
Форсаж (afterburner)редко (кратковременно)+30–60 % тяги, ×2–3 расход

ТРД против турбовинта: ТРД — скорость (реактивная струя), турбовинт — тяга на винте (КПД на скорости ниже 0,75 Маха выше). Для БПЛА 300–900 км/ч — ТРД; для 100–300 км/ч — турбовинт (статья 83).

↑ К оглавлению

4. Тяга и подбор под БПЛА

Маршевая тяга. В крейсерском полёте тяга компенсирует лобовое сопротивление: F = D, где \(D = m\cdot \frac{g}{(L/D)} \). Запас 1,3–1,5 (разгон, порывы, загрязнение, старение).

Взлётная тяга. По соотношению T/mg: для крылатых \(БПЛА \frac{T}{mg} = 0 \),25–0,5 (разбег 300–800 м); у тяжёлых с разбегом 1 км+ — 0,2–0,3. Формула: \(F_{взлёт} = (T/mg)\cdot m\cdot g \) (задача 4).

Подбор. Берётся Fмаршевая (задача 1) и Fвзлётная (задача 4) — двигатель выбирается по большей из двух, ближайший каталожный. Типовые пары «масса БПЛА — тяга»: 20 кг — 50–100 Н; 50 кг — 100–200 Н; 100 кг — 200–400 Н; 200 кг — 400–800 Н.

Тяга падает с высотой и температурой. На 10 км тяга ТРД на 20–40 % ниже взлётной (меньше плотность воздуха). Если БПЛА взлетает на 8–10 км (ракетный/буксировочный старт) — тягу считаем на рабочей высоте, а не «из каталога у земли».
↑ К оглавлению

5. Удельный расход топлива

SFC (г/(Н·ч)) — сколько грамм керосина двигатель сжигает за час, чтобы удержать 1 Н тяги. Расход на полёт:

m_топ = SFC·F·t (кг, если SFC в кг/(Н·ч))

Пример: \(F = 43\ \text{Н} \), SFC = 70 г/(Н·ч) = 0,07 кг/(Н·ч), t = 4 ч → \(m_{топ} = 0{,}07\cdot 43\cdot 4 = 12\ \text{кг} \) (задача 2). Время полёта от бака: t = m_бака/(SFC·F). Запас на посадку/манёвры — 15–20 % (как у всех установок, статья 79).

Сравнение с другими установками (статья 79): керосин 12 кВт·ч/кг × КПД турбины 30–40 % → 4–5 кВт·ч/кг «полезного»; у батареи 0,15–0,2 кВт·ч/кг. Разрыв в 25–30 раз — поэтому турбина на дальних полётах, батарея — на ближних.

↑ К оглавлению

6. Эксплуатация и ГТЭ

Запуск. Стартёр (электрический/пневматический) раскручивает компрессор до ~20–30 % оборотов, подача топлива, воспламенение. Запуск с земли — 30–90 секунд; на высоте — от воздушного шара/ракеты (стартовое ускорение). После запуска — прогрев 1–2 мин (турбина выходит на температуру).

Высота и скорость. Компрессор имеет «поле работы»: при определённых оборотах и дожимах — срыв (помпаж) или «задувание» камеры. Скорость полёта ограничивается нагревом входа компрессора: до 0,9 Маха без форсажа.

Ресурс и обслуживание (TBO). Между регламентами: 500–2000 моточасов (по узлу: компрессор, камера, турбина). Регламент: осмотр, очистка, замена расходников (свечи, фильтры, масло). Масло — авиационное турбинное (статья 85), объём 0,5–5 л. Топливо — Jet-A: фильтрование перед заправкой (механика/вода), хранение (статья 84).

Газотурбинная электроустановка (ГТЭ). Для медленных «долголетов» (100–200 км/ч, 10+ часов) турбина не тянет винт эффективно (КПД низкий) — вместо этого турбина вращает генератор: БПЛА летит на электромоторах, а ГТЭ заряжает батарею. Удельный расход ГТЭ 120–180 г/(кВт·ч) — на 10 кВт·ч нужно 1,2–1,8 кг керосина (задача 5). Гибрид «ГТЭ + батарея + электропривод» — основной вариант научных многочасовых БПЛА.

↑ К оглавлению

7. Практика: типовые задачи

Задача 1. Тяга по лобовому сопротивлению

Задача. \(БПЛА m = 50\ \text{кг} \), \(\frac{L}{D} = 15 \), крейсерская \(V = 69\ \text{м/с} (250\ \text{км/ч}) \). Определить лобовое сопротивление и требуемую маршевую тягу (запас 1,3).

Заданные параметры:

ПараметрЗначение
Масса50 кг
L/D15
V69 м/с
Запас1,3

Искомые параметры: D (Н); Fмаршевая (Н).

Решение.

  1. D = m·g/(L/D) = 490,5/15 = 32,7 Н.
  2. F = 1,3·32,7 = 42,5 Н ≈ 43 Н.
Ответ: \(D = 32{,}7\ \text{Н} \); маршевая тяга 43 Н (двигатель 50–60 Н по каталогу).

Вывод. 50-килограммовый БПЛА на 250 км/ч тянет 33 Н: это «микро»-ТРД (тяга/масса установки 5–10 Н/кг). \(\frac{L}{D} = 15 \) — хорошее качество; при \(\frac{L}{D} = 10 \) тяга выросла бы до 64 Н (×1,5).

Задача 2. Расход на 4 часа

Задача. TРД из задачи \(1 (F = 43\ \text{Н}) \), SFC = 70 г/(Н·ч). Полёт 4 часа. Определить расход топлива и массу установки (двигатель 8 кг, топливо).

Заданные параметры:

ПараметрЗначение
F43 Н
SFC70 г/(Н·ч) = 0,07 кг/(Н·ч)
t4 ч
Масса двигателя8 кг

Искомые параметры: mтоп (кг); m_установки (кг).

Решение.

  1. m_топ = SFC·F·t = 0,07·43·4 = 12,0 кг.
  2. m_установки = 8 + 12 = 20 кг (из 50 кг БПЛА — 40 %).
Ответ: 12 кг керосина; установка 20 кг (40 % массы БПЛА).

Вывод. 40 % массы на установку — типично для турбинного БПЛА. Сравнение: электрическая установка на 4 часа/43 Н дала бы батарею ~100 кг (статья 79, задача 5) — турбина в 5 раз легче.

Задача 3. Тяжёлый БПЛА 200 кг

Задача. Тяжёлый БПЛА: \(m = 200\ \text{кг} \), \(\frac{L}{D} = 12 \), \(V = 139\ \text{м/с} (500\ \text{км/ч}) \). Определить тягу, расход (SFC = 60 г/(Н·ч)) и время полёта от бака 60 кг.

Заданные параметры:

ПараметрЗначение
Масса200 кг
L/D12
V139 м/с
SFC60 г/(Н·ч) = 0,06 кг/(Н·ч)
Бак60 кг

Искомые параметры: F (Н); расход (кг/ч); t (ч).

Решение.

  1. D = 1962/12 = 163,5 Н; \(F = 1{,}3\cdot 163{,}5 = 212{,}5\ \text{Н} \approx 212\ \text{Н} \).
  2. Расход = 0,06·212 = 12,7 кг/ч.
  3. t = 60/12,7 = 4,7 ч (с 15 % запасом на манёвры: 4,0 ч).
Ответ: \(F = 212\ \text{Н} \); 12,7 кг/ч; время 4,7 ч (полезное 4,0 ч).

Вывод. 200 кг на 500 км/ч — это 212 Н и 12,7 кг/ч керосина: дальность 4 ч × \(500\ \text{км/ч} = 2\,000\ \text{км} \) на одном баке. Для 8+ часов — бак 120 кг или дозаправка/посадка.

Задача 4. Взлётная тяга

Задача. \(БПЛА m = 200\ \text{кг} \), взлёт с разбегом 800 м. Требуемое \(\frac{T}{mg} = 0{,}3 \). Определить взлётную тягу и сравнить с маршевой (212 Н — задача 3).

Заданные параметры:

ПараметрЗначение
Масса200 кг
T/mg0,3
Fмаршевая212 Н

Искомые параметры: Fвзлёт (Н); выбор двигателя.

Решение.

  1. Fвзлёт = 0,3·m·g = 0,3·1962 = 589 Н.
  2. 589 больше 212 — двигатель выбираем по взлётной тяге: каталожный 600–800 Н.
Ответ: \(F_{взлёт} = 589\ \text{Н} \); двигатель 600–800 Н (маршевая 212 Н — ~35 % от взлётной, режим «малый газ»).

Вывод. Взлётная тяга обычно в 2,5–4 раза больше маршевой — двигатель работает на «малом газу» в крейсерском. Это нормально (турбина терпима к режимам), но SFC на малом газе хуже (на 10–20 %) — расчёт времени делаем по маршевому режиму, а не «на взлётной».

Задача 5. ГТЭ против батареи

Задача. Медленный долголет (150 км/ч, 12 ч): электрическая мощность 10 кВт (на моторы). Сравнить массу источника: ГТЭ (SFCэл = 150 г/(кВт·ч)) против батареи (150 Вт·ч/кг).

Заданные параметры:

ПараметрЗначение
Pэл10 кВт
t12 ч
SFCэл ГТЭ150 г/(кВт·ч)
Батарея150 Вт·ч/кг

Искомые параметры: m_керосина (кг); m_батареи (кг).

Решение.

  1. E = 10·12 = 120 кВт·ч.
  2. ГТЭ: \(m_{керосина} = 120\cdot 0{,}15 = 18\ \text{кг} \) (+ турбина 15–25 кг = 33–43 кг всего).
  3. Батарея: \(\frac{120\,000}{150} = 800\ \text{кг} \).
  4. ГТЭ в ~20–25 раз легче.
Ответ: ГТЭ: 18 кг керосина (+ турбина) против батареи 800 кг — ГТЭ в ~20 раз легче.

Вывод. 12 часов × 10 кВт — уже «турбинная» область: батарея 800 кг против 18 кг керосина. ГТЭ — единственный вариант для многочасовых электрических БПЛА (гибрид: турбина заряжает батарею, моторы тянут).

↑ К оглавлению

8. Чек-лист самопроверки знаний

Отметьте пункты, которые вы действительно понимаете и можете применить без подсказок.

✓НавыкПроверка
Fмаршевая = 1,3·mg/(L/D)взлётная = 0,25–0,5·mg (по большей).
SFC 50–90 г/(Н·ч)m_топ = SFC·F·t; запас бака 15–20 %.
Падение тяги с высотойсчитать на рабочей высоте.
TBO 500–2000 моточасовмасло турбинное, топливо Jet-A с фильтром.
Газотурбинная установка20–25 раз легче батареи.
↑ К оглавлению

9. Источники

  1. Wikipedia, «Turbojet» — турбореактивные двигатели. en.wikipedia.org/wiki/Turbojet / ru.wikipedia.org/wiki/Турбореактивный_двигатель (Турбореактивный двигатель)
  2. Wikipedia, «Jet engine» — реактивные двигатели. en.wikipedia.org/wiki/Jet_engine
  3. Wikipedia, «Gas turbine engine» — газотурбины. en.wikipedia.org/wiki/Gas_turbine_engine / ru.wikipedia.org/wiki/Газовая_турбина (Газовая турбина) Gas-turbine_engine

Проверено: 05.09.2026.

↑ К оглавлению
  • мод. : Воскресенье, 13 сентября 2026