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

Гиперзвуковой двигатель принцип работы

Как это работает. Ракетный двигатель

Фото: Объединенная двигателестроительная корпорация

Полеты в космос, одно из самых вдохновляющих достижений человечества, невозможны без ракетного двигателя. С одной стороны, принцип его работы максимально прост, а с другой – всего несколько стран могут похвастаться ракетными двигателями собственного производства.

С момента старта Гагарина и по сей день все российские космонавты поднимаются с поверхности Земли двигателями РД-107/108. Серийное производство этих исключительно надежных двигателей продолжается на самарском предприятии Ростеха «ОДК-Кузнецов». Рассказываем о том, как устроен и работает космический двигатель-долгожитель РД-107/108.

Что такое тяга двигателя?

Тягой двигателей называют реактивную силу, которая проявляется газодинамическими силами, давлением и трением, приложенными к внутренним и внешним сторонам двигателя.

Тяги различаются на:

  • Внутренние (реактивные тяги), когда не учитывается внешнее сопротивление;
  • Эффективные, учитывающие внешнее сопротивление силовых установок.

Отправная энергия запасается на борту летательных или других аппаратов, оснащенных реактивными двигателями (химическим горючим, ядерным топливом), или может притекать снаружи (например, солнечная энергия).

Принцип действия

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:

  • Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30–60 м/сек, что соответствует числу Маха 0,1–0,2), его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является изоэнтропийным, степень повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается уравнением: (5) где — давление в полностью заторможенном потоке; — атмосферное давление; — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде), — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4. На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

  • Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.
  • Затем сначала сужаясь в сопле достигает звуковой скорости, а потом расширяясь — сверхзвуковой, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

  • Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую мощность двигателя.
  • Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой (1). Однако расход воздуха через тракт двигателя не может расти неограниченно. Площадь каждого сечения двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимого расхода воздуха.
  • С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой (6), возрастает степень повышения давления в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического коэффициента полезного действия двигателя, который для идеального ПВРД выражается формулой:

(3)

  • В соответствии с формулой (1), чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).

В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.

Тяга ПВРД [ править ]

Сила тяги ПВРД определяется выражением

Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость реактивной струи относительно двигателя, — секундный расход горючего.

Читать еще:  Блокировка двигателя сигнализацией как снять шерхан

Секундный расход воздуха:

Где — плотность воздуха(зависит от высоты), -объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, — площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.

Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью сгорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:

Где — секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, — стехиометрический коэффициент смеси горючего и воздуха.

Реконструкция

Несмотря на секретность, примерный внешний облик двигателя представить можно. Впрочем, он не изменился с 60-х годов прошлого века, когда случилась первая волна разработки ядерных самолетов – все схемы были ясны уже тогда. Они разделяются на два принципиально различных класса – с прямым нагревом воздуха в реакторе и с косвенным, когда между воздухом и реактором есть промежуточный теплоноситель и теплообменник. Вторая схема гораздо чище, так как продукты деления не попадают в воздух, но для одноразовых беспилотных аппаратов годится и первая.

Принцип работы

Работа ПВРД, как и практически всех реактивных двигателей (кроме пульсирующих ВРД), нециклична, то есть беспрерывна. Встречный поток воздуха через входное устройство попадает в диффузор, где снижает свою скорость и сжимается, превращая кинетическую энергию движения во внутреннюю. Сжатый и нагретый воздух с пониженной скоростью попадает в камеру сгорания, перемешивается с впрыснутым форсунками топливом и образует топливный заряд. Полученная горючая смесь воспламеняется от искры или при контакте с горячими стенками двигателя, в результате чего образуются продукты сгорания – газы с большим зарядом энергии. Поток расширяющихся газов проходит через сопло и выходит наружу со скоростью большей, чем скорость полета, образуя реактивную тягу.

В некоторых моделях ПВРД жидкое топливо заменяется твердым, расположенным в камере сгорания, что значительно упрощает его конструкцию. В этом случае система подачи топлива отсутствует, а само топливо представляет собой измельченный порошок бериллия, алюминия или магния, который нагревается и под влиянием температуры и кислорода постепенно окисляется.

Как легко заметить, ПВРД имеет один недостаток: он не может работать при низких скоростях или в неподвижном состоянии. Для его запуска и стабильной работы необходим достаточно мощный встречный воздушный поток, который может обеспечиваться только дополнительным ускорителем.

История создания

Конструкция и принцип работы ПВРД были разработаны и запатентованы французом Рене Лореном в 1913 году. Многих авиаконструкторов того времени привлекла простота устройства этого двигателя, возможность его использования при полетах со сверхзвуковыми скоростями и в разреженных слоях атмосферы. Первые рабочие модели были получены во Франции, США и СССР уже в 30-х годах. Начало Второй мировой войны остановило многие научные работы, но уже в конце 40-х – начале 50-х годов ученые вновь вернулись к ПВРД. Первой ракетой, оснащенной этим двигателем, стала французская Leduc 010, за которой последовали Leduc 021 и Leduc 022. Со временем эксперименты с ПВРД прекратились, а их признали бесперспективными, потому как появились более удобные в использовании и эффективные ТРД.

Среди отечественных разработок стоит отметить межконтинентальную ракету «Буря», над созданием которой работали советские конструкторы. В 1957 году она прошла первые испытания, которые выявили ряд ее недостатков, таких как проблемы с точностью поражения целей. Из современных ракет ПВРД оснащаются П-270 «Москит» и П-800 «Оникс».

Типы ПВРД

В зависимости от скорости, которую они могут развивать, ПВРД делятся на три типа:

  • дозвуковые;
  • сверхзвуковые;
  • гиперзвуковые.

Дозвуковые ПВРД используются для полетов со скоростью, не превышающей звуковой. Они имеют наиболее простую конструкцию, описанную выше, и отличаются довольно низким КПД, что объясняется низкой степенью сжатия воздуха в диффузоре. Диапазон их скоростей находится в пределах 0,5-1М (М – число Маха), если скорость ниже, двигатель перестает работать. Низкий КПД, ограничение по скорости, необходимость первоначального разгона – все это делает дозвуковые ПВРД малоэффективными, поэтому они практически не используются.

Читать еще:  Давление солярки в двигателе

Сверхзвуковые ПВРД развивают скорость в пределах от 1 до 5М. Их легко узнать по характерному конусу, который выступает в передней части и предназначен для скачкообразного торможения воздушного потока. Такие конусы называются центральным телом и обеспечивают внешнее сжатие. При движении на сверхзвуковых скоростях поток воздуха попадает на конусную поверхность и тормозится, причем торможение происходит в виде резкого скачка в несколько этапов (обычно не более 4-х скачков). Скорость при этом остается сверхзвуковой. Далее воздушный поток попадает в диффузор, где продолжает сжиматься и тормозиться до дозвуковой скорости.

Конусы могут заменяться плоскими входными устройствами двухмерного течения без центрального тела. Скачкообразное повышение давления в этом случае обеспечивается сложной формой внутреннего канала. Именно сверхзвуковые ПВРД нашли широкое применение в военной авиации. По своим характеристикам они сравнимы с другими типами ВРД, что в сочетании с простой конструкцией делает их незаменимыми в определенной сфере. Степень сжатия воздуха в таких двигателях сравнима со степенью сжатия в компрессорах ТРД. Правда, диапазон скоростей, на которых они достигают наибольшей эффективности, находится в узких пределах от 3 до 5М.

Гиперзвуковые ПВРД – это пока только научные разработки авиаконструкторов. На сегодняшний день еще нет ни одного экспериментального рабочего образца этих двигателей, диапазон скоростей которых должен быть выше 5М. Его принципиальное отличие от двух предыдущих типов заключается в том, что поток воздуха проходит через диффузор и камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью. Сечение всего тракта двигателя постоянно расширяется; поток, проходя по нему, тормозится лишь частично, а при сгорании топлива дополнительно ускоряется, так что его скорость на выходе больше, чем на входе. Основной проблемой при разработке таких двигателей является организация сгорания топлива в условиях сверхзвукового воздушного потока.

Основные отличия ПВРД от других типов двигателей:

  • отсутствие компрессора, как такового. Роль компрессора играет либо диффузор, либо входное устройство;
  • невозможность запуска при нулевой скорости, необходимость внешнего дополнительного ускорителя;
  • эффективная работа только в узких скоростных диапазонах в зависимости от типа ПВРД.

Если сравнивать рабочие характеристики ПВРД и других типов реактивных двигателей, можно сделать вывод, что дозвуковые ПВРД полностью проигрывают своим ближайшим «родственникам» по мощности и КПД. А вот сверхзвуковые модели вполне конкурентоспособные: их термический КПД выше, чем у других реактивных моторов.

Достоинства и недостатки ПВРД

К достоинствам прямоточного ВРД несомненно стоит отнести простоту конструкции и минимальное количество составляющих элементов, а значит, и сравнительно низкую себестоимость. Кроме этого:

  • возможность использования двигателя при полетах на большой высоте в разреженных слоях атмосферы;
  • возможность использования твердого топлива, что упрощает конструкцию;
  • высокий показатель термического КПД у сверхзвуковых ПВРД, достигающий значения порядка 60%, что выше, чем у других реактивных двигателей.

Недостатки:

  • двигатель не может работать при нулевой и при низкой скорости; для его работы необходимо наличие встречного воздушного потока;
  • наиболее перспективные сверхзвуковые ПВРД эффективно работают только в узких скоростных диапазонах (3-5М).

Исследования аэротермодинамики, динамики полета и систем управления БЛА

Исследование проблем гиперзвукового полета

ЛИИ проводит летные исследования в области высоких скоростей полета с конца сороковых годов прошлого века. Проведены аэрофизические исследования и исследования аэродинамических компоновок конкретных ЛА с использованием созданных в ЛИИ летно-экспериментальных комплексов (ЛЭК) ЭР-3, ЭР-5, ЭР-8, ЭР-10 в диапазоне чисел М = 3…10.

Читать еще:  Двигатель ваз 2107 инжектор электрическая схема

ЛИИ разработан, создан ЛЭК Бор-2 и проведены исследования аэротермодинамических характеристик ЛА с аэродинамической компоновкой «несущий корпус» при числах М до 14, в результате которых определены силовые и моментные аэродинамические характеристики ЛА, ламинарно-турбулентный переход, распределение температур по поверхности ЛА, работоспособность различных материалов в условиях высоких скоростных напоров и температур.

В 80-х годах на созданных ЛЭК проведены летные исследования в интересах создания ОК «Буран».

ЛА Бор-4, предназначенный для отработки конструкции теплозащиты ОК «Буран», в аэродинамической компоновке «несущий корпус», воспроизводившей первые четыре метра нижней носовой поверхности ОК, совершал полет по орбите ИСЗ с последующим входом в атмосферу и полет по той же траектории, что и ОК, подтвердил работоспособность теплозащиты ОК.

ЛА Бор-5, в аэродинамической компоновке ОК «Буран», совершал полет по суборбитальной траектории и полет в атмосфере по траектории, обеспечивающей выполнение критериев подобия по числам М и Rе, что позволило уточнить аэродинамические характеристики ОК и выявило необходимость некоторой корректировки его аэродинамической компоновки.

В 1997 … 2002 г.г. разработаны проекты ЛЭК с использованием наземного ракетного старта и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) ГЛЛ-ВК для исследований проблем гиперзвукового полета ЛА с высоким аэродинамическим качеством и гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем при числах М до 14, и ГЛЛ-31 с использованием самолетного старта для исследований работы ГПВРД при числах М до 8.

В настоящее время ЛИИ разработана аэродинамическая компоновка ЛА ГЛЛ-АП-02 (рис.12) для летных испытаний ГПВРД ЦИАМ в диапазоне чисел М до 6 и ЛЭК на базе самолета-носителя Ил-76 и системы предварительного разгона ГЛЛ до числа М = 4,5.

Задачами, решенными при этом, были:

  • определение области и программы исследований;
  • разработка аэродинамической компоновки ГЛЛ;
  • определение теплонагруженности элементов конструкции ГЛЛ;
  • выбор самолета-носителя и бустера для предварительного разгона ГЛЛ;
  • разработка принципов и алгоритмов системы управления полетом;
  • определение состава и параметров бортовых и наземных систем измерений;
  • разработка наземной инфраструктуры ЛЭК.

Созданы стенды для наземной отработки бортовых систем ГЛЛ.

ЛИИ заинтересован в сотрудничестве со всеми организациями в проведении этой работы.

Идентификация аэродинамических характеристик ЛА

ЛИИ разрабатывает методики определения аэродинамических характеристик ЛА в полете; проведены исследования по отработке технологии инвариантной идентификации аэродинамических коэффициентов самолетов с учетом динамических погрешностей системы измерений.

Разработанные методики проведения летных испытаний и системы обработки их результатов успешно использовались при определении аэродинамических характеристик ОК «Буран» и других ЛА.

Динамика и системы управления полетом беспилотных ЛА

ЛИИ принимает активное участие в исследованиях, летных испытаниях и отработке систем автоматического управления беспилотных ЛА. В институте были разработаны структуры, алгоритмы управления, макеты, проведены летные испытания и отработка систем управления мишеней, создаваемых на базе серийных самолетов Ил-28, МиГ-15, МиГ-21, Як-25, Ту-16, Л-29, совершающих автоматический взлет, маневренный полет и посадку.

Разработаны системы автоматического управления ЛА Бор-2, Бор-4, Бор-5, совершающих полет в космосе и атмосфере.

Разработанные специалистами ЛИИ алгоритмы навигации и управления движением на космическом участке полета, при сходе с орбиты, входе и полете в атмосфере, внедренные в системы управления ЛА Бор-2, Бор-4 и Бор-5, обеспечили высокую точность соблюдения необходимой траектории полета и выполнения посадки в заданном районе.

Для проведения летных испытаний систем управления дальней стратегической крылатой ракеты «Буря», орбитального корабля «Буран» и других комплексов, созданы летающие лаборатории и проведена отработка систем в условиях реального полета.

ЛИИ разрабатывает методики летных испытаний комплексов систем с беспилотными летательными аппаратами (БЛА), обеспечивающие отработку систем, сокращающие сроки и затраты при их создании.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector