Характеристики воздушно реактивного двигателя

Характеристики воздушно реактивного двигателя

СРАВНЕНИЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С МЕДЛЕННЫМ ГОРЕНИЕМ И ГОРЕНИЕМ В ДЕТОНАЦИОННЫХ ВОЛНАХ

Автор: Александр Николаевич Крайко

Организация: Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова

Выполнено сравнение термических коэффициентов полезного действия и удельных тяг и импульсов прямоточных реактивных двигателей разных типов с медленным («дефлаграционным») горением (МГ) и с горением в движущихся (пульсирующих и вращающихся – «спиновых») и неподвижных детонационных волнах (ДВ). Актуальность такого сравнения обусловлена распространенными, особенно в последнее время, утверждениями о возможном увеличении тяговых характеристик воздушно-реактивных двигателей (ВРД) с горением в ДВ (в первую очередь, в пульсирующих – PDE и вращающихся – RDE ) на десятки процентов в сравнении с прямоточными ВРД (ПВРД) с МГ при постоянном давлении в дозвуковом потоке. Подобные прогнозы, однако, опираются не на прямой расчет тяг этих двигателей, а на сравнение их идеальных термических коэффициентов полезного действия (кпд) – h th и на применимые только к стационарным течениям в инерциальных системах координат формулы, связывающие также идеальные удельные тяги и импульсы с идеальными кпд. Для PDE эти формулы неверны из-за нестационарности течения.

В России утверждения о преимуществах детонационного горения (ДГ) нередко сопровождаются ссылками на заметку Я.Б. Зельдовича [1] 1940 г., переведенную на Западе только в начале XXI века. Для незнакомых с этой заметкой ссылки на столь авторитетного ученого производят требуемый эффект в противоположность тому, что писал сам автор. Хотя Я.Б. Зельдович обнаружил некоторое увеличение термического коэффициента полезного действия (КПД) при ДГ, это не вызвало у него эйфории. Напротив, в той же заметке высказаны только скептические соображения о применении ДГ, например: » . поиски циклов с ДГ в погоне за небольшим увеличением принципиально достижимого кпд бесперспективны» . Ни в этой, ни в других публикациях Я.Б. Зельдовича высказываний в поддержку ДГ нет.

В развитие [1, 2] выполнен термодинамический анализ разных типов ВРД с ДГ и МГ. В исследуемых далее ВРД горению почти всегда предшествует сжатие в воздухозаборнике поступающего из атмосферы со скоростью V воздуха и всегда заканчивается «расчетным» расширением в сопле продуктов сгорания до давления набегающего потока р. В рассматриваемых моделях двигателей предварительное сжатие воздуха в воздухозаборнике и расширение продуктов сгорания в сопле принимаются изэнтропическими и стационарными. По определенным, как в [2], идеальным термическим кпд ( h th ) находится отношение Ve / V , где Ve – скорость на выходе из сопла при расчетном расширении до р. Удельные тяга и импульс пропорциональны разности ( Ve / V – 1). Рассмотренные типы ВРД включают двигатели с МГ при постоянном давлении, как в ПВРД (по циклу Брайтона), и постоянном объеме (по циклу Хэмфри), пульсирующие детонационные двигатели ( PDE ) с горением в ДВ Чепмена — Жуге (ДВ CJ ), ВРД с горением в стационарных ДВ CJ , в том числе, с предварительным торможением сверхзвукового потока ( SDE y ³ 1 , y = Т3, Т и Т3 – температуры холодного воздуха и горючей смеси перед ДВ) и в косой ДВ – SDEOSW (при y = 1).

При фиксированных показателях адиабаты воздуха, горючей смеси и продуктов сгорания идеальные характеристики рассмотренных ВРД, предполагающие, как в [2], отсутствие потерь при торможении воздуха в воздухозаборнике, его смешении с газообразным топливом и истечении продуктов сгорания из реактивного сопла, зависят от двух безразмерных параметров: числа Маха полета М и q ° = q /( cpT ) – безразмерной теплотворной способности горючей смеси (ср – теплоемкость при постоянном давлении). При q ° = 6 и 9 сравнение идеальных кпд h th и рассчитанных по h th с помощью упомянутых выше формул (незаконных для PDE ) идеальных удельных тяг и импульсов всех рассмотренных двигателей выполнено для М от 0.3 до 8. Для этих q ° и М по такой идеальной тяге PDE незначительно превосходит ВРД с горением при постоянном объеме (по циклу Хэмфри), а ПВРД с МГ – намного только при М PDE над идеальными тягами других ВРД за исключением SDEOSW быстро уменьшается. Так, при q ° = 6 и 9 превосходство по идеальной тяге PDE над остальными становится малым при увеличении числа Маха полета М.

Пусть PDE имеет n цилиндрических, синхронно работающих групп детонационных камер (ДК) с мгновенно открывающимися и закрывающимися клапанами (входными силовыми стенками). При открытых клапанах в ДК поступает идеально перемешанная горючая смесь. Период работы одной ДК PDE можно разбить на несколько этапов: 1. Открытие клапана, заполнение ДК горючей смесью, мгновенные закрытие клапана и инициирование ДВ волны у входного конца ДК; 2. Приход ДВ на правый конец ДК – сечение входа в идеально регулируемое реактивное сопло; 3. ДВ отражается от правого частично открытого сечения ДК (сужения сопла) как ударная волна (УВ), которая движется к закрытому входному сечению ДК. Далее нестационарные ударные волны, двигаясь по ДК, могут несколько раз отразиться от ее концов. Несмотря на затухание, отражающиеся УВ – не учитываемый при определении идеальных характеристик PDE источник роста энтропии. Клапан мгновенно открывается, когда среднее давление продуктов сгорания в ДК становится меньше давления заторможенного воздуха и идеально перемешанного с ним топлива в объеме перед клапаном.

Истечение продуктов сгорания происходит на протяжении всего цикла работы PDE . Течение в расширяющейся части сопла квазистационарное и изэнтропическое, площадь выходного сечения сопла идеально регулируемая. Расчёты проводились в рамках одномерной задачи в приближении уравнений Эйлера. Система уравнений одномерной нестационарной газовой динамики численно решалась с помощью явной монотонной распадной разностной схемы второго порядка (для гладких решений) по пространственной координате х и по времени t . Второй порядок по времени обеспечивался привлечением схемы Рунге — Кутты. При заданных f ° (отношении площади критического сечения сопла к площади поперечного сечения ДК), М и q ° в течении периода работы ДК PDE отношение скоростей Ve / V получается как функция времени. Его интегрирование по периоду дает средние значения Ve / V и тяговые характеристики с учетом нестационарности и неизэнтропичности течения продуктов сгорания в детонационной камере.

Читать еще:  Гольф 4 какой двигатель для него лучший

На рисунке приведены кривые отношений Ve / V для ПВРД (цикл Брайтона, от времени не зависит) и для PDE : посчитанных по идеальному термическому кпд ( PDEth ) и для нескольких значений f °, найденных в рамках описанной выше нестационарной модели. Видно, что в типичных ситуациях ПВРД лучше многокамерных PDE с вращающимся клапаном (для f ° = 0.3 и 0.1 – при М ³ 2 и М ³ 3). Согласно [3] тяговые характеристики ПВРД заведомо лучше тяговых характеристик и однокамерного PDE , предложенного в [4]. По этим характеристикам уступают ПВРД и все рассмотренные выше ВРД с горением в стационарных ДВ. Из еще не рассмотренных «детонационных» ВРД в последнее время особое внимание уделяется двигателям с вращающейся или спиновой ДВ ( RDE ). Одно из объяснений такого внимания – переход к стационарному течению во вращающейся со скоростью ДВ системе координат и последующие рассуждения с сохраняющейся в стационарных потоках полной энтальпией. При этом, правда, забывают, что в координатах, вращающихся с угловой скоростью w , вдоль линий тока сохраняется не «обычная» полная энтальпия H , а разность H ° = H – ( w r ) 2 /2. В кольцевой камере сгорания RDE произведение w r равно скорости детонационной волны. Поэтому величина w так велика, что любые изменения радиальной координаты r при истечении продуктов сгорания заведомо исключают возможность определения отношения Ve / V через h th ВРД с ДГ. В противоположность этому, в силу сохранения H удельный импульс Isp RDE с сужающимся центральным телом и цилиндрической «внешней» образующей сопла заметно уменьшится. То что это так, подтверждают низкие значения Isp , рассчитанные в [5] для четырех вариантов RDE , летящих с М = 5 в однородной стехиометрической смеси водорода и воздуха с параметрами атмосферы Земли на высоте 20 км. Эти значения Isp = 1990, 2350, 2300 и 2250 с «традиционно» для авторов [5] (см. [3]) завышены: определяя Isp , они почему-то не учитывают сопротивления наветренной части центрального тела воздухозаборника. Исправленные значения Isp близки к 1420, 1830, 1780 и 1720 с, однако даже завышенные величины Isp заметно меньше Isp ПВРД, который при тех же условиях по оценке авторов [3] равен 3500 ¸ 3900 с. Дополнительное возрастание энтропии в RDE также имеет место – в УВ, примыкающей к ДВ на границе свежей горючей смеси и продуктов сгорания. Правда, интенсивность этой УВ невелика.

Итак, утверждения о возможном увеличении тяговых характеристик ВРД на десятки процентов благодаря использованию ДГ необоснованны. Даже для дозвуковых и малых сверхзвуковых чисел Маха полета, на которых ВРД с МГ может по тяговым характеристикам уступать PDE , последние заведомо уступают ТРД с МГ. Поэтому преимущества ВРД с ДГ, если и возможно, то не по тяговым характеристикам, а по простоте конструкции (как при малых М по сравнению с ТРД) или по меньшей теплонапряженности тракта двигателя (напротив, при больших сверхзвуковых числах Маха М > 5 в сравнении c пульсирующим детонационно-дефлаграционным двигателем [6]).

Работа выполнена при поддержке РФФИ (проект 17-01-00126).

Рисунок: кривые Ve / V ПВРД (цикл Брайтона) и PDE , рассчитанные по идеальному кпд ( PDEth ) и по нестационарной модели

1. Зельдович Я.Б. К вопросу об энергетическом использовании детонационного горения // ЖТФ. 1940. Т. 10. Вып. 17. С. 1453-1461.

2. Heiser W.H., Pratt D.T. Thermodynamic Cycle Analysis of Pulse Detonation Engines // J. of Propulsion and Power. 2002. V. 18. No. 1. P. 68-76.

3. Егорян А.Д., Крайко А.Н., Пьянков К.С., Тишин А.П. О расчете характеристик импульсного детонационного двигателя и их сравнении с характеристиками ПВРД // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т . 23. № 2. С . 307-310.

4. Remeev N.Kh., Vlasenko V.V., Khakimov R.A. Analysis of operation process and possible performance of the supersonic ramjet-type pulse detonation engine // Pulse and continuous detonation propulsion / Eds. G. Roy, S. Frolov. Moskow: TORUS PRESS, 2006. P . 235-250.

5. Дубровский А.В., Иванов В.С., Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета // Химическая физика. 2016. Т. 35. № 6. С. 49-63.

6. Крайко А.Н., Александров В.Ю., Александров В.Г. и др. Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель. 2016. Патент РФ № 2585328.

К выбору параметров прямоточного воздушно-реактивного двигателя, обеспечивающих заданный режим маршевого полёта летательного аппарата

Механика жидкости, газа и плазмы

Авторы

Борисов А. Д. * , Васютичев А. С. ** , Лаптев И. В. ***

Исследовательский центр имени М.В. Келдыша, ГНЦ Центр Келдыша, Онежская ул., 8, Москва, 125438, Россия

*e-mail: a-d-borisov@yandex.ru
**e-mail: aleksey.vas@mail.ru
***e-mail: laptev.iv.kerc@gmail.com

Аннотация

В работе рассматриваются вопросы выбора параметров прямоточного воздушно-реактивного двигателя, обеспечивающих заданный режим маршевого полёта летательного аппарата. Представлена инженерная методика их оптимизации. Приводится пример расчёта для одного из вариантов разгонно-маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Ключевые слова

Библиографический список

Fry R.S. A Century of Ramjet Propulsion Technology Evolution // Journal of Propulsion and Power, 2004, vol. 20, no. 1, pp. 27 – 58.

Александров В.Н., Быцкевич В.М., Верхоломов В.К. и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твёрдых топливах. Основы теории и расчёта / Под ред. Л.С. Яновского. – М.: Академкнига, 2006. — 343 с.

Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полёта беспилотных летательных аппаратов. Учебное пособие для вузов. Изд. 2-е, переработанное и доп. – М.: Машиностроение, 1973. – 616 с.

Карасев В.Н., Левин В.М. Моделирование тяговых характеристик прямоточного воздушно-реактивного двигателя для больших сверхзвуковых скоростей полета // Труды МАИ, 2013. № 64. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=36551

Escher W.J.D., Foreman K.M. Major ramjet programs in the U.S. // ISABE Paper 2003-1072, 2003, pp. 1 – 56.

Hewitt P. Status of Ramjet Programs in the United States // AIAA Paper 2008-5265, 2008, pp. 1 – 10.

Verstraete D., Palmer J.L., Hornung M. Preliminary Sizing Correlations for Fixed-Wing Unmanned Aerial Vehicle Characteristics // Journal of Aircraft, 2018, vol. 55, no. 2, pp. 715 – 726.

Читать еще:  Что такое степень сжатия и компрессия это одно и тоже двигателя

Ahuja V., Hartfield R.J. Optimization of Combined Rocket and Ramjet/Scramjet Ballistic Missile Designs // Journal of Propulsion and Power, 2015, vol. 31, no. 6, pp. 1544 – 1550.

Ананьев А.В., Борисов Д.М., Васютичев А.С. и др. Численное моделирование пространственных смешанных двухфазных течений с химическими превращениями применительно к воздушно-реактивным двигателям // Вестник Московского авиационного института. 2009. Т. 16. № 2. С. 131 – 140.

Petters D.P., Leingang J.L. Rapid computer simulation of ramjet performance // AIAA Paper 1993-2049, 1993, pp. 1 – 8.

Ананьев А.В., Борисов Д.М., Лаптев И.В. Моделирование горения углеводородного топлива в сверхзвуковых потоках в каналах сложной формы // Вестник Московского авиационного института. 2011. Т. 18. № 5. С. 42 – 48.

Brilliant H.M. Analysis of Scramjet Engines Using Energy Methods // AIAA Paper 1995-2767, 1995, pp. 1 – 12.

Сунцов П.С., Луковников А.В., Фокин Д.Б. Особенности математического моделирования ракетно-прямоточных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов // Труды МАИ. 2011. № 46. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=26090

Riggins D.W., McClinton CR. Thrust Modeling for Hypersonic Engines // AIAA Paper 1995-6081, 1995, pp. 1 – 18.

Варшавский Г.А., Губер Е.Я., Киселёв А.П. К вопросу о термодинамике равновесных течений газовых смесей, образованных соединениями C, H, N, O. Труды ЦАГИ, вып. № 978. – М.: Бюро научной информации ЦАГИ, 1966. – 69 с.

Angelucci S., Roffe G., Baronti P. The single throat ramjet and its application to cruising and accelerating systems // AIAA Papers 1979-7043, 1979, pp. 1 – 10.

Huang S., Tan Y., Li X.-D., Ren H., Li H. Quasi-one-dimensional analysis on thrust performance of ramjet and scramjet // AIAA Paper 2017-2166, 2017, pp. 1 – 10.

Борисов А.Д. Исследование влияния способа подачи струй в камеру на эффективность смешения и горения топливо-воздушной смеси // Труды МАИ. 2016. № 90. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=74721

Smith N.K., Good W.D. Enthalpies of Combustion of Ramjet Fuels // AIAA Journal, 1979, vol. 17, no. 8, pp. 905 – 907.

Drela M. Flight vehicle aerodynamics, Cambridge, Massachusetts, The MIT Press, 2014, 304 p.

Ядерные двигатели в крылатых ракетах. Досье

ТАСС-ДОСЬЕ. 19 июля 2018 года в Минобороны сообщили журналистам, что Россия готовится провести летные испытания опытных образцов усовершенствованной крылатой ракеты «Буревестник» с ядерным двигателем. В ведомстве указали, что малозаметная крылатая ракета с практически неограниченной дальностью, несущая ядерную боевую часть, является неуязвимой для всех существующих и перспективных систем как противоракетной, так и противовоздушной обороны.

Редакция ТАСС-ДОСЬЕ подготовила справочный материал о проектах использования ядерных двигателей в крылатых ракетах.

Ядерные двигатели

Идея использовать ядерные двигатели в авиации и космонавтике возникла в 1950-х годах вскоре после создания технологии управляемой атомной реакции. Плюсом такого двигателя является длительное время работы на практически не расходуемом в полете компактном источнике топлива, что означает неограниченную дальность полета. Минусами были большой вес и габариты атомных реакторов того времени, сложность их перезарядки, необходимость обеспечения биологической защиты обслуживающего персонала. С начала 1950-х годов ученые СССР и США независимо друг от друга изучали возможность создания разных типов атомных двигателей:

  • ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ЯПВРД): в нем поступающий через воздухозаборник воздух попадает в активную зону реактора, нагревается и выбрасывается через сопло, создавая нужную тягу;
  • ядерный турбореактивный двигатель: действует по похожей схеме, но воздух перед попаданием в реактор сжимается компрессором;
  • ядерный ракетный двигатель: тяга создается за счет нагрева реактором рабочего тела, водорода, аммиака, других газов или жидкостей, которые затем выбрасываются в сопло;
  • ядерный импульсный двигатель: реактивную тягу создают поочередные ядерные взрывы малой мощности;
  • электрореактивный двигатель: вырабатываемая реактором электроэнергия используется для нагрева рабочего тела до состояния плазмы.

Наиболее подходящими для крылатых ракет и самолетов являются прямоточный воздушно-реактивный или турбореактивный двигатель. В проектах крылатых ракет предпочтение традиционно отдавалось первому варианту.

Советские проекты

В СССР работами по созданию ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя занималось ОКБ-670 под руководством Михаила Бондарюка. ЯПВРД был предназначен для модификации межконтинентальной крылатой ракеты «Буря» («изделие 375»), которую с 1954 года проектировало ОКБ-301 под руководством Семена Лавочкина. Стартовый вес ракеты достигал 95 т, дальность должна была составить 8 тыс. км. Однако в 1960 году через несколько месяцев после смерти Лавочкина проект «обычной» крылатой ракеты «Буря» был закрыт. Создание же ракеты с ЯПВРД так и не вышло за рамки предэскизного проектирования.

Впоследствии специалисты ОКБ-670 (переименованного в КБ «Красная Звезда») занялись созданием ядерных ракетных двигателей для космических и боевых баллистических ракет, однако ни один из проектов так и не дошел до стадии испытаний. После смерти Бондарюка работы над авиационными ядерными двигателями были фактически прекращены.

К ним вернулись лишь в 1978 году, когда при НИИ тепловых процессов было образовано конструкторское бюро из бывших специалистов «Красной Звезды», занимавшееся прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Одной из их разработок стал ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель для более компактной, по сравнению с «Бурей», крылатой ракеты (стартовой массой до 20 т). Как писали СМИ, «проведенные исследования показали принципиальную возможность реализации проекта». Однако о ее испытаниях не сообщалось.

Само КБ просуществовало под различными названиями (НПВО «Пламя», ОКБ «Пламя-М») до 2004 года, после чего закрыто.

Опыт США

С середины 1950-х годов ученые Радиационной лаборатории в Ливерморе (штат Калифорния) в рамках проекта Pluto разрабатывали ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель для сверхзвуковой крылатой ракеты.

К началу 1960-х годов были созданы несколько прототипов ЯПВРД, первый из которых — Tory-IIA — был испытан в мае 1961 года. В 1964 году начались испытания новой модификации двигателя — Tory-IIC, который смог проработать пять минут, показав тепловую мощность около 500 МВт и тягу в 16 т.

Читать еще:  Характеристика двигателя фольксваген aaz

Однако вскоре проект был закрыт. Традиционно считают, что причиной этого как в США, так и в СССР стало успешное создание межконтинентальных баллистических ракет, способных доставить ядерные боезаряды на территорию противника. В этой ситуации межконтинентальные крылатые ракеты не выдержали конкуренции.

В России

1 марта 2018 года, выступая с посланием Федеральному собранию РФ, президент России Владимир Путин сообщил, что в конце 2017 года на Центральном полигоне Российской Федерации была успешно испытана новейшая крылатая ракета с ядерной энергоустановкой, дальность полета которой «является практически неограниченной». Ее разработка была начата после выхода США в декабре 2001 года из Договора об ограничении систем противоракетной обороны 1972 года. Название «Буревестник» ракета получила 22 марта 2018 года по итогам открытого голосования на сайте Минобороны.

Энциклопедия

  • 1

Двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела; в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи. В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в Р.д. могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная). Р.д. (двигатель прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е. обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.

Для создания реактивной тяги, используемой Р.д., необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из двигателя; сам Р.д., как преобразователь энергии. Исходная энергия может запасаться на борту летательного или др. аппарата, оснащенного Р.д. (химическое топливо, ядерное топливо, источник электрической энергии и т.д.), или поступать извне (например, энергия Солнца). Для получения рабочего тела в Р.д. может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере Р.д.; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных Р.д. в качестве первичной чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой продукты сгорания химического топлива. При работе Р.д. химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, которая, в свою очередь, превращается в механическую энергию поступательного движения реактивной струи и, следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Основной частью любого Р.д. является камера сгорания, в которой генерируется рабочее тело. Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения реактивной струи, называется газодинамическим или реактивным соплом.

В зависимости от того, используется или нет при работе Р.д. окружающая среда, их подразделяют на два основных класса: воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Все ВРД — тепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет основную массу рабочего тела ВРД. Таким образом, аппарат с ВРД несёт на борту источник энергии (горючее), а большую часть рабочего тела (окислитель) черпает из окружающей среды. В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту аппарата, оснащенного РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту аппарата делают РД единственно пригодным для работы в космосе.

Р.д. имеют различное назначение и область их применения постоянно расширяется. Наиболее широко Р.д. используются на летательных аппаратах различных типов. Турбореактивными двигателями и двухконтурными турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолётов во всём мире, а также ряд типов вертолётов. Эти Р.д. пригодны для полётов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями; их устанавливают также на самолётах-снарядах. Сверхзвуковые турбореактивные двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических самолётов. Прямоточные ВРД устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях-перехватчиках. Пульсирующие ВРД имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью.

Основные характеристики Р.д.: реактивная тяга, удельный импульс тяги – отношение тяги к массе ракетного топлива (рабочего тела), расходуемого в 1 сек; удельная масса двигателя – масса заправленного Р.д. в рабочем состоянии, приходящаяся на единицу развиваемой им тяги. Для многих типов Р.д. важными характеристиками являются также габариты и ресурс.

Реактивная тяга – есть результирующая сил, действующих на внутреннюю и внешнюю поверхность камеры реактивного двигателя, т.е. сила, с которой Р.д. воздействует на аппарат, оснащенный этим реактивным двигателем. Тяга определяется по формуле:P = mwа+ Fа(pа – pн); где m – массовый расход (расход массы) рабочего тела за 1 сек; wа – скорость рабочего тела (продуктов сгорания) в выходном сечении сопла; Fа – площадь выходного сечения сопла; pа – давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла; pн – давление окружающей среды (наружное).

Как видно из формулы, тяга Р.д. зависит от давления окружающей среды. Она больше всего в пустоте и меньше всего в наиболее плотных слоях атмосферы, т. е. изменяется в зависимости от высоты полёта аппарата над уровнем моря, если речь идёт о полёте в атмосфере Земли. Удельный импульс Р.д. прямо пропорционален скорости истечения рабочего тела из сопла. Скорость же истечения увеличивается с ростом температуры истекающего рабочего тела и уменьшением молекулярной массы топлива (чем меньше молекулярная масса топлива, тем больше объём газов, образующихся при его сгорании, и, следовательно, скорость их истечения).

Р.д. используются в различных видах реактивного оружия, основу которого составляют наземные. авиационные и морские реактивные системы залпового огня («Град», «Ураган», «Смерч»; С-8, С-13; «Удав-1», «Дамба» и др. Разновидность Р.д.-ракетные двигатели — применяются на ракетах стратегического назначения, которыми вооружены РВСН.

Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector