1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое максимальная тяга двигателя

Двигатели Кузнецова: опережая время

Сегодня исполняется 109 лет со дня рождения легендарного конструктора Николая Дмитриевича Кузнецова .

Почти про каждый двигатель, созданный Кузнецовым, можно сказать «первый» или «самый». Это первый отечественный и самый мощный в мире турбовинтовой двигатель, первый в авиации двигатель на криогенном топливе , самый мощный в мире двухконтурный двигатель для сверхзвуковых самолетов и другие рекордсмены.

После себя Николай Дмитриевич оставил большое наследие – созданную им школу конструирования двигателей, огромный научно-технический задел, и даже некоторые проекты, которые конструктор не успел завершить. Сегодня эти темы реализовывает ПАО «ОДК-Кузнецов». О пяти интересных двигателях с инициалами «НК» – в нашем материале.

История атома

Если положить руку на сердце, то со времен Королева ракеты-носители, используемые для полетов в космос, кардинальных изменений не претерпели. Общий принцип работы — химический, основанный на сгорании топлива с окислителем, остается прежним. Меняются двигатели, система управления, виды топлива. Основа путешествий в космосе остается неизменной — реактивная тяга толкает ракету или космический аппарат вперед.

Очень часто можно услышать, что нужен серьезный прорыв, разработка, способная заменить реактивный двигатель, чтобы повысить эффективность и сделать полеты к Луне и Марсу более реалистичными. Дело в том, что в настоящее время едва ли не большая часть массы межпланетных космических аппаратов, — это топливо и окислитель. А что если отказаться от химического двигателя вообще и начать использовать энергию ядерного двигателя?

Сергей Павлович Королев, советский ученый, конструктор и главный организатор производства ракетно-космической техники и ракетного оружия СССР, основоположник практической космонавтики

Идея создания ядерной двигательной установки не нова. В СССР развернутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано еще в далеком 1958 году. Уже тогда были проведены исследования, показавшие, что, используя ядерный ракетный двигатель достаточной мощности, можно добраться до Плутона (еще не утратившего свой планетный статус) и обратно за шесть месяцев (два туда и четыре обратно), потратив на путешествие 75 т топлива.

Занимались в СССР разработкой ядерного ракетного двигателя, однако приближаться к реальному прототипу ученые стали только сейчас. Дело не в деньгах, тема оказалась настолько сложной, что ни одна из стран не смогла до сих пор создать работающий прототип, а в большинстве случаев всё заканчивалось планами и чертежами. В США проводились испытания двигательной установки для полета на Марс в январе 1965 года. Но дальше тестов KIWI проект NERVA по покорению Марса на ядерном двигателе не сдвинулся, да и был он значительно проще, чем нынешняя российская разработка. Китай поставил в свои планы космического развития создание ядерного двигателя поближе к 2045 году, что тоже очень и очень не скоро.

В России же новый виток работы над проектом ядерной электродвигательной установки (ЯЭДУ) мегаваттного класса для космических транспортных систем начался в 2010 году. Проект создается силами «Роскосмоса» и «Росатома» совместно, и его можно назвать одним из самых серьезных и амбициозных космических проектов последнего времени. Головным исполнителем по ЯЭДУ является Исследовательский центр им. М.В. Келдыша.

Термодинамика

Новая физическая идея — использование детонационного горения вместо обычного, дефлаграционного — позволяет радикально улучшить характеристики реактивного двигателя.

Говоря о космических программах, мы в первую очередь думаем о мощных ракетах, которые выводят на орбиту космические корабли. Сердце ракеты-носителя — ее двигатели, создающие реактивную тягу. Ракетный двигатель — это сложнейшее энергопреобразующее устройство, во многом напоминающее живой организм со своим характером и манерами поведения, которое создается поколениями ученых и инженеров. Поэтому изменить что-то в работающей машине практически невозможно: ракетчики говорят: «Не мешай машине работать. » Такой консерватизм, хотя он многократно оправдан практикой космических пусков, все же тормозит ракетно-космическое двигателестроение — одну из самых наукоемких областей деятельности человека. Необходимость изменений назрела уже давно: для решения целого ряда задач нужны существенно более энергоэффективные двигатели, чем те, которые эксплуатируются сегодня и которые по своему совершенству достигли предела.

Нужны новые идеи, новые физические принципы. Ниже речь пойдет именно о такой идее и о ее воплощении в демонстрационном образце ракетного двигателя нового типа.

Дефлаграция и детонация

В большинстве существующих ракетных двигателей химическая энергия горючего преобразуется в тепло и механическую работу за счет медленного (дозвукового) горения — дефлаграции — при практически постоянном давлении: P=const . Однако, кроме дефлаграции, известен и другой режим горения — детонация. При детонации химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной ударной волной, бегущей с высокой сверхзвуковой скоростью. Если при дефлаграции углеводородного горючего мощность тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции составляет

1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2 (выше мощности излучения с поверхности Солнца!). Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в

20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения. Возникают вопросы: нельзя ли в ракетном двигателе вместо дефлаграции использовать детонацию и приведет ли замена режима горения к повышению энергоэффективности двигателя?

Приведем простой пример, который иллюстрирует преимущества детонационного горения в ракетном двигателе над дефлаграционным. Рассмотрим три одинаковых камеры сгорания (КС) в виде трубы с одним закрытым и другим открытым концом, которые заполнены одинаковой горючей смесью при одинаковых условиях и поставлены закрытым концом вертикально на тягоизмерительные весы (рис. 1). Энергию зажигания будем считать пренебрежимо малой по сравнению с химической энергией горючего в трубе.

Рис. 1. Энергоэффективность детонационного двигателя

Пусть в первой трубе горючая смесь зажигается одним источником, например, автомобильной свечой, расположенной у закрытого конца. После зажигания вверх по трубе побежит медленное пламя, видимая скорость которого обычно не превышает 10 м/c, то есть много меньше скорости звука (около 340 м/с). Это означает, что давление в трубе P будет очень мало отличаться от атмосферного Pa , и показания весов практически не изменятся. Другими словами, такое (дефлаграционное) сжигание смеси фактически не приводит к появлению избыточного давления на закрытом конце трубы, и, следовательно, дополнительной силы, действующей на весы. В таких случаях говорят, что полезная работа цикла с P = Pa = const равна нулю и, следовательно, равен нулю термодинамический коэффициент полезного действия (КПД). Именно поэтому в существующих силовых установках горение организуется не при атмосферном, а при повышенном давлении P Pa , получаемом с помощью турбонасосов. В современных ракетных двигателях среднее давление в КС достигает 200-300 атм.

Попытаемся изменить ситуацию, установив во второй трубе множество источников зажигания, которые одновременно зажигают горючую смесь по всему объему. В этом случае давление в трубе P быстро возрастет, как правило, в семь-десять раз, и показания весов изменятся: на закрытый конец трубы в течение некоторого времени — времени истечения продуктов горения в атмосферу — будет действовать достаточно большая сила, которая способна совершить большую работу. Что же изменилось? Изменилась организация процесса горения в КС: вместо горения при постоянном давлении P = const мы организовали горение при постоянном объеме V = const .

Теперь вспомним о возможности организации детонационного горения нашей смеси и в третьей трубе вместо множества распределенных слабых источников зажигания установим, как и в первой трубе, один источник зажигания у закрытого конца трубы, но не слабый, а сильный — такой, который приведет к возникновению не пламени, а детонационной волны. Возникнув, детонационная волна побежит вверх по трубе с высокой сверхзвуковой скоростью (около 2000 м/с), так что вся смесь в трубе сгорит очень быстро, и давление в среднем повысится как при постоянном объеме — в семь-десять раз. При более детальном рассмотрении оказывается, что работа, совершенная в цикле с детонационным горением, будет даже выше, чем в цикле V = const .

Таким образом, при прочих равных условиях детонационное сгорание горючей смеси в КС позволяет получить максимальную полезную работу по сравнению с дефлаграционным горением при P = const и V = const , то есть позволяет получить максимальный термодинамический КПД . Если вместо существующих ракетных двигателей с дефлаграционным горением использовать двигатели с детонационным горением, то такие двигатели могли бы дать чрезвычайно большие выгоды. Этот результат был впервые получен нашим великим соотечественником академиком Яковом Борисовичем Зельдовичем еще в 1940 году, однако до сих пор не нашел практического применения. Основная причина этому — сложность организации управляемого детонационного горения штатных ракетных топлив.

Мощность тепловыделения в детонационном фронте на 3-4 порядка выше, чем во фронте обычного дефлаграционного горения и может превышать мощность излучения с поверхности Солнца. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения

Демонстрационный образец ДРД, установленный на испытательном стенде

Фото: Сергей Фролов

Импульсный и непрерывный режимы

До настоящего времени предложено множество схем организации управляемого детонационного горения, включая схемы с импульсно-детонационным и с непрерывно-детонационным рабочим процессом. Импульсно-детонационный рабочий процесс основан на циклическом заполнении КС горючей смесью с последующим зажиганием, распространением детонации и истечением продуктов в окружающее пространство (как в третьей трубе в рассмотренном выше примере). Непрерывно-детонационный рабочий процесс основан на непрерывной подаче горючей смеси в КС и ее непрерывном сгорании в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в тангенциальном направлении поперек потока.

Концепция КС с непрерывной детонацией предложена в 1959 году академиком Богданом Вячеславовичем Войцеховским и долгое время изучалась в Институте гидродинамики СО РАН. Простейшая непрерывно-детонационная КС представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров (рис. 2). Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится проточный кольцевой реактивный двигатель. Детонационное горение в такой КС можно организовать, сжигая горючую смесь, подаваемую через смесительную головку, в детонационной волне, непрерывно циркулирующей над днищем. При этом в детонационной волне будет сгорать горючая смесь, вновь поступившая в КС за время одного оборота волны по окружности кольцевого канала. К другим достоинствам таких КС относят простоту конструкции, однократное зажигание, квазистационарное истечение продуктов детонации, высокую частоту циклов (килогерцы), малый продольный размер, низкий уровень эмиссии вредных веществ, низкий уровень шума и вибраций.

Читать еще:  Влияет замена двигателя на расход топлива

Заданный удельный импульс в детонационном ракетном двигателе достигается при значительно меньшем давлении, чем в традиционном жидкостном ракетном двигателе. Это позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей

Рис. 2. Схема детонационного ракетного двигателя

В рамках проекта Минобрнауки создан демонстрационный образец непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД) с КС диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала 5 мм, который испытан при работе на топливных парах водород—кислород, сжиженный природный газ—кислород и пропан-бутан—кислород. Огневые испытания ДРД проводились на специально разработанном испытательном стенде. Длительность каждого огневого испытания — не более 2 с. За это время с помощью специальной диагностической аппаратуры регистрировались десятки тысяч оборотов детонационных волн в кольцевом канале КС. При работе ДРД на топливной паре водород—кислород впервые в мире экспериментально доказано, что термодинамический цикл с детонационным горением (цикл Зельдовича) на 7-8% эффективнее, чем термодинамический цикл с обычным горением при прочих равных условиях.

В рамках проекта создана уникальная, не имеющая мировых аналогов вычислительная технология, предназначенная для полномасштабного моделирования рабочего процесса в ДРД. Эта технология фактически позволяет проектировать двигатели нового типа. При сравнении результатов расчетов с измерениями оказалось, что расчет точно прогнозирует количество детонационных волн, циркулирующих в тангенциальном направлении в кольцевой КС ДРД заданной конструкции (четыре, три или одну волну, рис. 3). Расчет с приемлемой точностью предсказывает и рабочую частоту процесса, то есть дает значения скорости детонации, близкие к измеренным, и тягу, фактически развиваемую ДРД. Кроме того, расчет правильно предсказывает тенденции изменения параметров рабочего процесса при повышении расхода горючей смеси в ДРД заданной конструкции — как и в эксперименте, количество детонационных волн, частота вращения детонации и тяга при этом увеличиваются.

Рис. 3. Квазистационарные расчетные поля давления (а, б) и температуры (в) в условиях трех экспериментов (слева направо). Как и в экспериментах, в расчетах получены режимы с четырьмя, тремя и одной детонационными волнами

Основной показатель энергоэффективности ракетного двигателя — удельный импульс тяги, равный отношению тяги, развиваемой двигателем, к весовому секундному расходу горючей смеси. Удельный импульс измеряется в секундах (с). Зависимость удельного импульса тяги ДРД от среднего давления в КС, полученная в ходе огневых испытаний двигателя нового типа, такова, что удельный импульс увеличивается с ростом среднего давления в КС. Основной целевой показатель проекта — удельный импульс тяги 270 с в условиях на уровне моря — достигнут в огневых испытаниях при среднем давлении в КС, равном 32 атм. Измеренная тяга ДРД при этом превысила 3 кН.

При сравнении удельных характеристик ДРД с удельными характеристиками в традиционных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) оказывается, что заданный удельный импульс в ДРД достигается при значительно меньшем среднем давлении, чем в ЖРД. Так, в ДРД удельный импульс в 260 с достигается при давлении в КС всего 24 атм, тогда как удельный импульс 263,3 с в известном отечественном двигателе РД-107А достигается при давлении в КС 61,2 атм, которое в 2,5 раза выше. Отметим, что двигатель РД-107А работает на топливной паре керосин—кислород и используется в первой ступени ракеты-носителя «Союз-ФГ». Такое значительное снижение среднего давления в ДРД позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей и снизить требования к турбонасосным агрегатам.

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Один из результатов проекта — разработанное техническое задание на проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию опытного образца ДРД. Основная проблема, которую планируется решить в рамках ОКР,— обеспечить непрерывную работу ДРД в течение длительного времени (десятки минут). Для этого потребуется разработать эффективную систему охлаждения стенок двигателя.

Ввиду своего прорывного характера задача создания практического ДРД, несомненно, должна стать одной из приоритетных задач отечественного космического двигателестроения.

Сергей Фролов, доктор физико-математических наук, Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН, профессор НИЯУ-МИФИ

Газ вместо керосина

Кадр видеосъемки огневых испытаний ДРД

Фото: Сергей Фролов

В 2014-2016 годах Министерством образования и науки РФ поддержан проект «Разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя». Проект предусматривает создание демонстрационного образца непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД), работающего на топливной паре «сжиженный природный газ (СПГ)—кислород». Исполнитель проекта — Центр импульсно-детонационного горения Института химической физики РАН. Индустриальный партнер проекта — Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз». В заявке на проект целесообразность использования в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) непрерывно-детонационного горения объяснялась более высоким термодинамическим КПД по сравнению с традиционным циклом, использующим медленное горение, а целесообразность использования СПГ объяснялась целым рядом преимуществ по сравнению с керосином: повышенным удельным импульсом тяги, доступностью и дешевизной, существенно меньшим сажеобразованием при горении и более высокими экологическими характеристиками. Теоретически замена керосина на СПГ в традиционном ЖРД сулит повышение удельного импульса на 3-4%, а переход от традиционного ЖРД к ДРД — на 13-15%.

PDF-версия

  • 26
  • 27
  • 28
  • 29

Многоцелевой самолет-амфибия Бе-200ЧС

Многоцелевой реактивный самолет-амфибия среднего класса Бе-200 спроектирован на основе и с использованием лучших характеристик известного самолета-амфибии А-40 «Альбатрос». Самолет нового поколения Бе-200 является последним достижением мировой гидроавиации и наиболее совершенным и эффективным из существующих самолетов-амфибий. Благодаря совершенной аэро- и гидродинамической схеме по своим летно-техническим характеристикам Бе-200 не уступает сухопутным самолетам-аналогам, но обладает уникальной возможностью взлета и посадки на сушу и на воду.Бе-200 может эксплуатироваться с аэродромов класса «В» (длина ВПП — 1800 м) или с внутренних и морских акваторий глубиной не менее 2,6 метра и высотой волны до 1,2 м (3 балла). Экипаж самолета состоит из двух пилотов. Конструктивной особенностью самолета является возможность быстрого переоборудования для выполнения различных задач силами экипажа. Базовая модификация самолета-амфибии Бе-200 — противопожарный вариант, может заправляться водой как на аэродроме, так и осуществлять ее забор на водоеме в режиме глиссирования.Самолет-амфибия Бе-200 способен на скорости 150-190 км/ч, на режиме глиссирования, забирать 12 тонн воды в баки, расположенные под полом грузовой кабины, за 12 секунд. В грузовой кабине самолета установлены баки для химжидкости общим объемом 1,2 м3. Максимальный взлетный вес самолета после забора воды на режиме глиссирования 43 тонны. Время залпового сброса воды над очагом пожара 0,8-1 сек. на скорости около 250 км/ч. Масса сбрасываемой воды за одну заправку топливом до 270 тонн (дистанция «аэродром-пожар»-100км, «аэродром-водоем»-10км).При незначительном переоборудовании Бе-200 может использоваться для проведения поисково-спасательных работ, доставки спецкоманд, перевозки грузов, несения санитарной службы, патрулирования 200-мильной экономической зоны, контроля экологической обстановки и т.п.

Основные летно-технические характеристики Бе-200

Максимальный взлетный вес с суши, т 37,2Скорость, км/ч: Максимальная 610 Максимальная эксплуатационная 530Тип двигателей Д-346ТП Тяга двигателей, кгс 2х7500 Эксплуатационный потолок, м 8000 Дальность полета на Н=8000 м, при заправке топливом 7200 кг, км 1800 Перегоночная дальность, км 3850 Длина разбега, м: С суши 700 С воды (при G=37000кг) 1000 Длина пробега, м: На сушу (при GПОС=37000кг) 950 На воду (при GПОС=37000кг) 1300 Экипаж, чел 2 Длина самолета, м 32,05 Размах крыла, м 31,88 Высота самолета на стоянке, м 8,9

Самолет-амфибия Бе-200 — моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом, Т-образным оперением и лодкой большого удлинения с переменной поперечной килеватостью. Два маршевых турбовентиляторных двигателя размещаются в гондолах на верхней палубе центроплана на пилонах, над крылом на обтекателях шасси и защищены от попадания водяных брызг на взлете и посадке передней частью крыла. Шасси трехопорной схемы состоит из передней и двух основных опор. Силовая установка Бе-200 состоит из двух турбореактивных двигателей Д-436ТП и вспомогательной силовой установки ТА 12-60. Двигатели Д-436ТП разработаны ЗМКБ «Прогресс» и построены Запорожским моторостроительным предприятием «Мотор-Сич» (Украина). Двигатель турбореактивный, трехвальный, большой степени двухконтурности с раздельными соплами внутреннего и наружного контура. Бе-200 оснащен новым пилотажно-навигационным комплексом (ПНК) «АРИА-200», совместной разработки и производства российско-американского предприятия АРИА (бывшая компания «AlliedSignal Aerospace», теперь «Honeywell» (США) и НИИАО (Россия)). Комплекс создан на основе специальных микропроцессорных систем и обеспечивает навигацию и управление полётом на всех этапах в любых метеорологических условиях, а также ведёт автоматический анализ, контроль и запись работы всех бортовых и дополнительных систем в полёте и на земле. Интерьер самолета разработан совместно с британской фирмой AIM AVIATION (FLITEFORM).

Основные технические данные двигателя Д-436ТТП

Взлетный режимКрейсерский режимМаксимальный крейсеркий режимМаксимальный крейсеркий режим
Н=0;
M п =0;

t н =30 o ;
P H =760
мм рт.ст.

Сухая масса двигателя, 1450 кг Ресурс двигателя — до первого капремонта, 6000 ч (4000 циклов) Предусмотрена возможность установки по желанию Заказчика двигателей западного производства.

Пассажирский вариант

Пассажирский вариант самолета-амфибии Бе-200 (Бе-210) предназначен для перевозки 72 пассажиров в регионах с неразвитой аэродромной инфраструктурой. Для удовлетворения самых различных требований заказчиков выполняются различные варианты интерьера самолета: первый класс, бизнес-класс и смешанный вариант, а также административный вариант самолета-амфибии Бе-210.

  • Экипаж, чел — 2
  • Обслуживающий персонал, чел — 2
  • Число пассажирских мест, чел — 72
  • Шаг кресел, мм — 750
  • Дальность полета с АНЗ на 1 час полета, км — 1850

Транспортный вариант самолет-амфибия Бе-200 позволяет решать следующие задачи:

  • организация эффективной региональной транспортной сети путем доставки грузов в гидропорты, расположенные рядом с центральными аэропортами;
  • транспортировка грузов на отдаленные острова, не имеющие аэродромов, буровые вышки и корабли в море;
  • обеспечение доставки в труднодоступные районы.

Грузовой вариант может быть легко переоборудован в грузопассажирский.Модификации транспортного самолета-амфибии Бе-200:

  • грузовой вариант (максимальная загрузка — 7500кг). Самолет имеет герметичную кабину с размерами 18,7 ´ 2,5 ´ 1,9 м.
  • грузопассажирский вариант самолета способен доставлять до 3000 кг груза и 28 пассажиров.

Максимальная грузоподъемность (груз + топливо), т -16

Дальность полета с коммерческой нагрузкой 7.5т и АНЗ на 1 час полета, км -1850

Поисково-спасательный вариант

Поисково-спасательный самолет-амфибия Бе-200 предназначен для поиска, визуального и электронного наблюдения, спасения и эвакуации пострадавших в катастрофах и стихийных бедствиях.Бе-200 способен осуществлять:

  • доставку группы спасателей (до 50 человек) и аварийно-спасательного оборудования в зону бедствия;
  • доставку грузов первой необходимости в заданный район на земле или на воде;
  • эвакуацию пострадавших (до 60 человек);
  • поиск в заданном районе моря и определение координат кораблей, терпящих бедствие;
  • классификацию целей визуально и с помощью электронного оборудования.

Санитарный вариант

Бе-200 позволяет перевозить 30 пострадавших на носилках. Взлетный вес, т 42. Высота поиска, патрулирования, м 100¸ 8000. Диапазон скоростей при патрулировании, км/чac 250¸ 600. Время патрулирования на удалении 500 км от аэродрома базирования, ч: до 5,7. Экипаж: чел — пилотов 2.

  • бортмеханик 1

Патрульный вариант

Патрульный самолет-амфибия Бе-200 предназначен для выполнения следующих задач:

  • поиск кораблей-нарушителей, определение их координат в заданном районе моря;
  • классификация обнаруженных целей визуально и с применением электронного оборудования;
  • визуальное определение государственной принадлежности судна-нарушителя;
  • передача данных об обнаруженной цели в центр управления береговой охраны;
  • наложение ареста на нарушителя;
  • наведение приграничных патрульных судов на судно-нарушителя;
  • документирование времени и места нарушения границы и незаконного использования средств рыбной ловли в прибрежной зоне.
  • Перевозка грузов и личного состава;
  • Участие в спасательных операциях.

Эти задачи могут выполняться самолетом в любых погодных условиях, днем и ночью. Максимальное время патрулирования на удалении 500 км от аэродрома базирования 5,7ч. Площадь осматриваемой зоны с вероятностью обнаружения Р=0,98 на удалении от базы до 300 км с резервом топлива на 1 час полета до 880000 км2. Взлетный вес, т 42. Высота поиска, патрулирования, м 100¸ 8000. Скорость при облете зоны бедствия (фиксировании нарушителя ), км/ч 220 . Экипаж, чел 3

Видеогалерея

Тяжелый транспортный самолет Ил-76МД-90А является глубоко модернизированной версией хорошо зарекомендовавшего себя самолета Ил-76МД, который производился в Республике Узбекистан на Ташкентском авиационном предприятии им. Чкалова. Новые пилотажно-навигационный комплекс, система автоматического управления, комплекс связи и «стеклянная» кабина отвечают всем современным требованиям к авионике воздушных судов и значительно увеличивают безопасность полетов, точность самолетовождения. Замена штатных двигателей Д-30КП2 на значительно более современные ПС-90А-76, установка модифицированного крыла и усиленного шасси значительно расширяют эксплуатационные возможности самолета.

Разработка: ПАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина», Россия

Тяжелый транспортный самолет Ил-76МД-90А предназначен для межрегиональной перевозки грузов. Так же Ил-76МД-90А может использоваться для перевозки больных и раненых и тушения площадных пожаров.

Максимальная коммерческая нагрузка увеличена до 60 тонн.
Максимальный взлетный вес самолета доведен до 210 тонн.

Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с высоким расположением крыла с четырьмя двигателями, установленными на крыле на пилонах, Т-образным хвостовым оперением и пятистоечной схемой шасси. В хвостовой части фюзеляжа снизу расположен грузовой люк с рампой для загрузки и выгрузки грузов и техники и осуществления десантирования.

Самолет может выполнять взлет и совершать посадку на грунтовых (с плотностью грунта до до 7,5 кг/см2) и бетонных аэродромах с высотой от минус 300 до 3000 м над уровнем моря, и выполнять полеты в любое время суток над сушей и водными пространствами.

Модернизация самолета, предусматривающая установку современных двигателей, систем управления самолетом, нового крыла и усиленного шасси значительно расширяет эксплуатационные возможности Ил-76МД-90А и увеличивает точность самолетовождения и десантирования.

Самолет нового поколения

Основные конструктивные особенности самолета Ил-76МД-90А:

  • Устанавливаются двигатели ПС-90А-76;
  • Новое крыло – применяются длинномерные панели;
  • Топливная система дорабатывается под новое крыло;
  • Устанавливается пилотажный комплекс «Купол-III-76М» с экранной индикацией;
  • Устанавливается цифровая САУ-76;
  • Устанавливается комплексная система электронной индикации и сигнализации КСЭИС-КН-76 с 8-ю МФИ, обеспечивающая индикацию параметров самолетных систем, пилотажных и навигационных параметров и САУ-76;
  • Дорабатываются самолетные системы для установки двигателя ПС-90 А-76 и обеспечения индикации и контроля;
  • Устанавливается ВСУ ТА-12А

Виды импеллеров и их особенности

Различают два вида импеллеров:

  1. Толкающий, когда двигатель расположен за ротором;
  2. Тянущий — классический вариант «двигатель-ротор».

Стальные винты или лопасти изготавливают методом литья или штамповки (пресс с усилием до 40 тонн профилирует лопатки). Заготовки проходят комплекс механической обработки для снятия заусенцев, зазубрин и прочих дефектов. Применяют для этого токарно-фрезеровочные комплексы mazak и фрезеровочные машины MIKRON. После чего лопатки проходят термическую и обработку, отпуск и нормализацию. После чего проводится комплекс испытаний на прочность и твердость.

Благодаря особой конструкции импеллера удается достичь минимального шума и отсутствие потери мощности работающей турбины. Корпус импеллерного двигателя обладает меньшими размерами, чем пропеллерные, при этом полезная мощность остается та же. Крыльчатка (закреплена на роторе) представляет собой многолопастной винт в кольцевом канале. Воздух, затянутый в импеллер под большим давлением, имеет какой-то вес, поэтому в результате движения воздушных масс возникает реактивная тяга. Усилие двигает машину или перемещает рабочую среду.

Основная сфера применения импеллеров

Импеллеры применяются в самых разных направлениях. Это не только крупные промышленные двигатели турбин, градирен или компрессоров, но и небольшие механизмы, например, аквариумные фильтры, помпы, двигатели посудомоечных машин, водометы.

Импеллер — механизм для создания реактивной тяги. Принцип используется в авиационных двигателях. Поршневые механизмы давно отошли на задний план, так как реактивные двигатели более легкие, экономичные в работе, работают на более дешевом топливе. Направляющие лопатки могут регулироваться на разных механизмах. Импеллер — механизм, способный обеспечивать максимальную тягу при минимальном диаметре вентилятора, поэтому спрос на такие механизмы очень высок. В настоящее время лопастные высокооборотные электродвигатели нашли широкое применение в авиамоделировании категории F4 (модель копирует реактивный самолет).

Импеллерные двигатели также применяются для двигателей гидроциклов, катеров и прочего водного транспорта. Система придает более высокую тягу и необычайную эффективность, немыслимый разгон и максимальную производительность. Лопаточные элементы — расходный материал, при этом можно заменить только лопастной узел.

Импеллеры применяют как основной механизм насосного оборудования. Такие насосы применяют в пищевой, фармацевтической, косметической, химической промышленности. Основная конструктивная особенность — ротор с резиновыми или пластиковыми лопастями, заключенные в овальный корпус. Такие машины обладают свойствами самовсасывания до 5 метров, имеют реверс (то есть перекачивают жидкость в обе стороны, легко меняется направление перекачивания), допускается перекачивать жидкости с твердыми включениями, для вязких (с пределами вязкости среды до 50000 сСт) и прочих сред. Наиболее часто это насосы-дозаторы, так как производительность жестко связано с частотой вращения. Импеллерные насосы имеют ряд недостатков: ограничение по температуре, а также ограничение по перекачиваемым средам. Оборудование относится к дорогостоящему и технически сложному, поэтому часто используют альтернативные варианты.

Какой ракетный двигатель самый лучший?


Ракетные двигатели — одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги — это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос.

К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?

Мощнее

Ну, наверное, чем мощнее двигатель, тем он лучше? Больше ракета, больше грузоподъемность, быстрее начинает двигаться освоение космоса, разве не так? Но если мы посмотрим на лидера в этой области, нас ждет некоторое разочарование. Самая большая тяга из всех двигателей, 1400 тонн, у бокового ускорителя Спейс Шаттла.

Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция «возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше» является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.

Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М — 793 тонны.


Четыре камеры сгорания — это один двигатель. И человек для масштаба

Казалось бы — вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета «Энергия» погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а «Зенит» прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как «половинка» РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 — целых 416 тонн? Странно. Непонятно.

Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?

Эффективнее

Какой показатель определяет эффективность двигателя? Если ракетный двигатель сжигает топливо, чтобы разгонять ракету, то, чем эффективнее он это делает, тем меньше топлива нам нужно потратить для того, чтобы долететь до орбиты/Луны/Марса/Альфы Центавра. В баллистике для оценки такой эффективности есть специальный параметр — удельный импульс.

Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива

Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP


Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником.

Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.

Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ «Факел») имеют показатели до 3000 секунд.


Двигатели серии СПД. Кто сказал «классные колонки с подсветкой»?

Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.

Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?

С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 — успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.

Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше

460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей (раз, два), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?

Напряженней

Ракетный двигатель выбрасывает массу (продукты сгорания или рабочее тело), создавая тягу. Чем больше давление давление в камере сгорания, тем больше тяга и, главным образом в атмосфере, удельный импульс. Двигатель с более высоким давлением в камере сгорания будет эффективнее двигателя с низким давлением на том же топливе. И если мы отсортируем список двигателей по давлению в камере сгорания, то пьедестал будет оккупирован Россией/СССР — в нашей конструкторской школе всячески старались делать эффективные двигатели с высокими параметрами. Первые три места занимает семейство кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм).


Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления

Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН «Энергия». Пятое место тоже у нашего двигателя — РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН «Днепр» работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.

Надежней

Каким бы ни был многообещающим по характеристикам двигатель, если он взрывается через раз, пользы от него немного. Сравнительно недавно, например, компания Orbital была вынуждена отказаться от использования хранившихся десятилетиями двигателей НК-33 с очень высокими характеристиками, потому что авария на испытательном стенде и феерический по красоте ночной взрыв двигателя на РН Antares поставили под сомнение целесообразность использования этих двигателей дальше. Теперь Antares будут пересаживать на российский же РД-181.


Большая фотография по ссылке

Верно и обратное — двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на «Союзе», ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.

Доступней

Двигатель, который ты не можешь построить или купить, не имеет для тебя никакой ценности. Этот параметр не выразить в числах, но он не становится от этого менее важным. Частные компании часто не могут купить готовые двигатели задорого, и вынуждены делать свои, пусть и попроще. Несмотря на то, что те не блещут характеристиками, это лучшие двигатели для их разработчиков. Например, давление в камере сгорания двигателя Merlin-1D компании SpaceX составляет всего 95 атмосфер, рубеж, который инженеры СССР перешли в 1960-х, а США — в 1980-х. Но Маск может делать эти двигатели на своих производственных мощностях и получать по себестоимости в нужных количествах, десятками в год, и это круто.


Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на «Атласах» шестьдесят лет назад, зато доступно

Раз уж зашла речь о спейсэксовских «Мерлинах», нельзя не упомянуть характеристику, которую всячески форсили пиарщики и фанаты SpaceX — тяговооруженность. Тяговооруженность (она же удельная тяга или TWR) — это отношение тяги двигателя к его весу. По этому параметру двигатели Merlin с большим отрывом впереди, у них он выше 150. На сайте SpaceX пишут, что это делает двигатель «самым эффективным из всех когда-либо построенных», и эта информация разносится пиарщиками и фанатами по другим ресурсам. В английской Википедии даже шла тихая война, когда этот параметр запихивался, куда только можно, что привело к тому, что в таблице сравнения двигателей этот столбец вообще убрали. Увы, в таком заявлении гораздо больше пиара, нежели правды. В чистом виде тяговооруженность двигателя можно получить только на стенде, а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей ни на что не повлияет. Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты и ненапряженности двигателя. Например, по параметру тяговооруженности двигатель F-1 (94) превосходит РД-180 (78), но по удельному импульсу и давлению в камере сгорания F-1 будет заметно уступать. И возносить тяговооруженность на пьедестал как самую важную для ракетного двигателя характеристику, по меньшей мере наивно.

Этот параметр во многом связан с доступностью. Если вы делаете двигатель сами, то себестоимость вполне можно подсчитать. Если же покупаете, то этот параметр будет указан явно. К сожалению, по этому параметру не построить красивую таблицу, потому что себестоимость известна только производителям, а стоимость продажи двигателя тоже публикуется далеко не всегда. Также на цену влияет время, если в 2009 году РД-180 оценивался в $9 млн, то сейчас его оценивают в $11-15 млн.

Вывод

Самый лучший ракетный двигатель — это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас.

Скучно? Зато ближе всего к истине.

И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:


Семейство РД-170/180/190. Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.


Be-3 и RocketMotorTwo. Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой — это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.

F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:


РД-107/108. Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к «большому глупому носителю». Да, конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но эти двигатели будут жить еще лет десять минимум, и, похоже, поставят рекорд по долголетию. Не получится найти более успешный двигатель с более славной историей.

Использованные источники

  • Материал во многом базируется на вот этой сводной таблице из английской вики, там стараются на каждую цифру дать ссылку и держать материал актуальным.
  • Полная картинка КДПВ с копирайтами, которые пришлось отрезать при кадрировании — тут.
голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector