Аэрокосмические двигатели


Аэрокосмический самолёт 5-6 поколения, с электромагнитными двигателями, на эффекте Бифельда

Самолёты будущего, а за ними и вся аэрокосмическая техника, не могут развиваться широкими шагами, упираясь в постоянный предел, ограничений топлива и его огромной массы, для долгого полёта, или большой грузоподъ-ёмности. Переход на экзотические ядерные, или водородные двигатели, связан с огромными трудностями и всё равно влечёт, или экологическую проб-лему, или неудобный на низких высотах полёта шум в работе двигателей, к тому же сохраняет зависимость от топлива. Какие самолёты могут появиться под числовым диапазоном 5-6 поколения.

Думаю наиболее реальными и перспективным, во всех отношениях, станут машины с электромагнитными двигателями, на эффекте Бифельда - Брауна. В этих двигателях, применяется система асимметричных высоковоль-тных конденсаторов, в которой появля-ется движущая сила, перпендикулярная плоскости конденсаторов и направ-ленная в сторону меньшего по площади конденсатора.

Такие двигатели, совершено бесшумны, экологически чистые, так как не используют вообще ни какие компоненты топлива, не имеют горения и выбросов, достаточно мощные, при этом с неограниченным потенциалом развития мощности в следующих поколениях. Имеют лёгкую управляемость векторами движения, развиваемая скорость может существовать, почти во всём диапазоне скоростей в природе, вплоть до субсветовых скоростей.

Наша корпорация, разрабатывает концепцию и возможные детальные решения, для таких самолётов. Перед вами один из проектов Аэрокосмического истребителя 5-6 поколения, для различных целей использования, как беспилотного мониторинга пространства, так и для возможных боевых действий в атмосфере и космосе. Применение электромагнитных двигателей, не ограничивает дальность полёта, не ограничивает потолок высоты, он может выполнять боевые задачи, даже в межпланетном пространстве.

Нано структурированные материалы, защитят от перепада температур и выдержат большую нагрузку, при сложных манёврах, или столкновении с микро метеоритами и космическим мусором. Благодаря им, корпус и детали самолёта, будут достаточно прочными и при этом лёгкими. В самолётах 5 - го и тем более 6 -го поколения, основную роль в управлении полётом, будет осуществлять компьютер с искусственным интеллектом. Для создания таких сверх компьютеров, также будут применяться технологии, разуплотнения атомов вещества полупроводников, в высоковольтных электро-пространственных полях. Что уменьшит тепловыделение микросхем, уменьшит потребление тока и увеличит тактовую частоту их работы, до сотен Гигагерц. А благодаря дальнейшему развитию, методов изготовления микросхем, с применением способов расплавки и соединения отдельных атомов, в неразрывные, сплошные, полевые структурированные цепочки и увеличению их проводимости для тока, на уровне элементарных частиц. Будет достигнута возможность сборки процессоров, с транзисторами состоящими из отдельных нескольких атомов, что уменьшит размеры электронных схем и увеличит их производительность.

Создание таких самолётов, даст новый гигантский скачок, всего научно технического прогресса, откроет человечеству возможность гораздо более активного освоения, воздушного и космического пространства.

Внутри фюзеляжа, за кабиной пилота, расположены два основных электро-магнитных двигателя, работающие на эффекте Бифельда-Брауна. Каждый двигатель состоит из нескольких рабочих секций, парных асимметричных высоковольтных конденсаторов, закреп-лённых вдоль оси корпуса. Предпола-гаемое рабочее напряжение тока, находится в диапазоне, от 300.000, до 1,5 миллионов вольт. Оно в основном постоянное, с регулируемыми режимами плавного, или резкого изменения напряжения, возможны импульсные коммутирующие режимы, для резкого ускорения. Каждая секция может работать, как синхронно, со всеми вместе, так и независимо, для уменьшения тяги, экономия энергии, или подруливания вектором тяги.

На рисунке: 1. Это сетчатые электроды, для отрицательной полярности тока питания. 2. Многослойные блины электродов, для положительной полярности тока. 3. Это стенка герметичной камеры, заполненная инертным газом диэлектрика, в которой находятся конденсаторы, также она является экраном, для защиты электроники и пилота, от высоковольтных полей.Защита экранирует конденсаторы, от воздействия их высоковольтного поля, на электронику самолёта и пилота. Конденсаторы находятся в герметичной камере, наполненной инертным газом, с большим диэлектрическим сопротив-лением. Источником тока, для работы конденсаторов, служат любые вида аккумуляторов, топливных элементов, или даже солнечные батареи, возможно располагаемые на крыльях. Также возможны изотопные и любые ядерные источники энергии. Тем и хороша эта технология, что она работает на высоковольтных электрических полях, но так как цепь в принципе разорвана, то потребляемая мощность двигателей минимальна. И составляет в пределах 1-2 киловатт/ час, или даже меньше.

Электроды конденсаторов, сделаны из Нано - многослойного, композитного материала, так чтобы площадь поверхности на микроуровне, была максимальной. Этот материал тонкими листами, соединён в большие блины электродов. Именно большая площадь поверхности электродов, обеспечивает необходимую силу тяги. Многослойные блины, это электроды для положительного потенциала электри-ческого тока. А для отрицательного тока, применяются многослойные сетки, у которых суммарная площадь поверх-ности меньше, чем у положительных. Именно благодаря асимметрии площадей электродов и сетчатой структуре меньшего электрода, возникает искажение структуры электромагнитного поля и появляется эффективная движущая сила, в сторону меньшего электрода. Такие конденсаторы, не взаимодействуют с внешней средой и двигаются независимо от неё, сами собой. Причиной такого движения, мы считаем, является изменение плотности, самого пространства окружающей реальности. На поверхности отрицательных электродов возникают микро чёрные дыры, которые и заставляют всю систему электродов, двигаться в сторону искажения пространства, вызванного асимметричностью электрического поля.

Управление движением самолёта по горизонтали и вертикали, осуществляется обычными воздушными рулями, возможно подруливание, дополнительными меньшими двигателями, находящимися на краю крыла. Другой способ руления, осуществляется включением разных противоположных секций электродов, в двух разных двигателях, что приводит к смещению вектора основной суммарной тяги, в заданную сторону. В зависимости от различных конструкций самолёта и двигательной установки, возможно смещение различных секций электродов, относительно корпуса и друг друга, гидравлическими, или электрическими поворотными механизмами, благодаря чему меняется вектор их тяги. В самолёте могут быть установлены, множество малых двигателей с независимой работой, которые расположенные в разных частях корпуса, будут изменять его ориентацию более гибко, что позволит совершать сложные манёвры, как в атмосфере, так и в космосе.

На рисунке: 1. Это сетчатые электроды, для отрицательной полярности тока питания. 2. Многослойные блины электродов, для положительной полярности тока. 3. Экраны между отдельными секциями, парных электродов, они не допускают взаимодействие электродов из одной секции, с электродами из другой секции, для того чтобы вектор взаимодействия полей, не был обращён назад и не тормозил суммарное движение. Расстояние между отдельными секциями больше, чем между парными электродами в них. Так как именно расстояние между электродами, играет основную роль, в создании силы тяги. Оно не должно быть много больше, чем минимальное расстояние, для недопущения тока пробоя в газовом диэлектрике. При уменьшении напряжения питания электродов, сила движения уменьшается

Развитие технологии, получения силы движения, в системе ассиметричных высоковольтных конденсаторов, связано на прямую, с технологией выплавки металлов, в высоковольтных пространственных полях. Именно благодаря такой технологии, металлы изменяют свою ядерно-полевую природу и становятся генераторами сверх мощных электромагнитных полей. Эта технология, не имеет в ближайшей перспективе, ограничений в своём развитии и потому, с каждым следующим поколением двигателей, их мощность будет расти, а размеры уменьшаться. Человечество впервые, имеет прямую технологию, у которой и теория и практика, связаны в единую совершенную концепцию. Благодаря таким двигателям, мы сможем активно и легко осваивать, как воздушный океан, так и всё околосолнечное пространство. Но эти же принципы, перенесённые на уровень пространства времени, в технологиях более отдалённого будущего, откроют возможность и межзвёздных полётов, на кораблях останавливающих время.

topwar.ru

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель содержит цилиндрическую обечайку, центральное осесимметричное или клиновидное тело, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды. На одном конце цилиндрической обечайки расположен вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло. На кромках центрального осесимметричного или клиновидного тела реализуется система скачков уплотнения. Камера сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды является одновременно химическим реактором для получения водорода, размещена в клиновидном теле, сопряжена с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока. В зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1). Изобретение направлено на повышение эффективности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию, увеличение работоспособности продуктов сгорания и расширение диапазона режимов полета. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигателей для аэрокосмической отрасли.

Известен аэрокосмический ракетный двигатель, предназначенный для космических самолетов, выполняющих роль челноков между Землей и космосом, состоящий из термоядерного и электронного электрического реактивных двигателей (ЭРД) (патент РФ №2140014). Во время старта работают термоядерный ЭРД и электронный ЭРД. Термоядерный ЭРД используется для стартового разгона, и электронный ЭРД выполняет роль прямоточного воздушно-реактивного двигателя до верхних слоев атмосферы. Там начинают работать термоядерные ЭРД и космический самолет выходит в космическое пространство.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего (патент на полезную модель РФ №10222 от 17.08.1998 г., МПК6 F02K 9/70), состоящий из системы подачи порошкообразного горючего, реактивной турбины и газопроницаемого поршня. Устройство имеет громоздкую конструкцию, включающую турбину со шнеком и одинарную камеру сгорания, которая не обеспечивает требуемой полноты сгорания топлива.

Известен комбинированный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2280778). Реактивная тяга турбореактивного двигателя для старта, разгона и полета летательного аппарата создается за счет истечения сжатого газа через реактивное сопло путем сжатия воздуха компрессором, приводимого в действие газовой турбиной, сжигания топлива в камере сгорания и дополнительного сжигании топлива в выходной камере сгорания, размещенной перед реактивным соплом. После разгона летательного аппарата до необходимой скорости полета используют прямоточный воздушно-реактивный двигатель, предварительно сжимая воздух в нем за счет скоростного напора и подавая его в выходную камеру сгорания с ее боковых сторон, минуя компрессор, создавая при этом радиально направленные потоки. В выходной камере сгорания производят дополнительное сжатие потока, для чего создают направленные от периферии к ее центру потоки поступающего сжатого за счет скоростного напора воздуха, сталкивая их в центральной части выходной камеры сгорания с взаимным торможением и превращением их кинетической энергии в дополнительное сжатие. Дополнительное сжигание топлива производят в области повышенного сжатия воздуха.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем, содержащий систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем и камеру сгорания. В корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего, при этом камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива, причем форкамера и камера окончательного дожигания имеют каналы для подачи воздуха (патент РФ №2439358).

Известные технические решения не полностью реализуют энергетические ресурсы топлива, не позволяют получить максимальную работоспособность продуктов сгорания, а следовательно, не позволяют решить задачу о создании экономичного двигателя для аэрокосмических летательных аппаратов, работающего в широком диапазоне режимов полета.

В аэрокосмической отрасли важным направлением создания новых летательных аппаратов является снижение расхода топлива и увеличение удельной тяги двигателя. Для повышения удельных характеристик реактивных двигателей необходимо применять топлива либо с большей теплотворной способностью, либо с более высокой работоспособностью продуктов сгорания.

Это обусловлено тем, что с увеличением скорости полета на одной и той же высоте лобовое сопротивление летательного аппарата растет примерно пропорционально квадрату скорости полета, в то время как удельный расход воздуха через тракт двигателя пропорционален скорости, поэтому воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для высоких сверхзвуковых скоростей полета, должны иметь более высокую удельную тягу по сравнению с двигателями, работающими при умеренных скоростях. Если потребная удельная тяга достаточно велика, то наибольшая экономичность достигается при условии использования топлива с максимальной работоспособностью продуктов сгорания. Поэтому необходимы применение более высокоэнергетичного топлива и выбор конструктивного решения, позволяющего максимально реализовать энергоресурсы топлива.

В основу изобретения положена задача создания нового экономичного двигателя для аэрокосмических летательных аппаратов, работающего в широком диапазоне режимов полета.

Технический результат - повышение эффективности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию и увеличение работоспособности продуктов сгорания.

Другим техническим результатом является расширение диапазона режимов полета (для числа Маха полета от 0 до 24).

Поставленная задача решается тем, что предложен гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, включающий ракетный двигатель (РД) на композитном горючем, состоящем из наночастиц алюминия размером не более 25 нм и жидкой воды, работающий как на старте, так и во время полета летательного аппарата, и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), работающий на молекулярном водороде, образующемся при сжигании нанопорошка алюминия в парах воды, который совместно с РД используется как на этапе разгона аппарата, так и на крейсерском режиме, характеризующийся тем, что включает внешнюю обечайку, образующую воздухозаборник и воздуховодный канал, центральное осесимметричное или клиновидное тело, размещенное в обечайке, сверхзвуковое выходное сопло, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды, являющуюся одновременно химическим реактором для получения водорода, размещенную в центральном теле и сопряженную со сверхзвуковым соплом центрального тела, на выходе из которого организована зона горения, образующаяся при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающим из воздуховода воздушным потоком.

Крайне целесообразно, если в зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (ϕ<1).

Предлагается гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, который объединяет обычный ракетный двигатель (РД) и прямоточный воздушно-реактивный (ПВРД). Причем последний на крейсерском режиме полета использует в качестве топлива молекулярный водород, в качестве же окислителя - атмосферный воздух. Это продукты окисления смеси алюминия с парами воды, на которой работает ракетный двигатель.

На рисунке представлена принципиальная схема двигателя, согласно изобретению.

Внешняя часть двигателя, согласно изобретению, представляет собой обечайку ПВРД круглого или прямоугольного сечения 1. Воздух 10 поступает в воздухозаборник и сжимается до необходимой степени сжатия (после воздухозаборника давление Р=0.1-3 атм, температура в зависимости от скорости и высоты полета 500-1400 К) центральным телом 3 (осесимметричным или клиновидным), на передних кромках которого при сверхзвуковой скорости полета реализуется система скачков уплотнения 13.

Внутри центрального тела 3 расположена камера сгорания ракетного двигателя 5, которая соединена с соплом 4, выходящим во внутренний тракт воздушно-реактивного прямоточного двигателя 1. Камера сгорания 5 является также химическим реактором постоянного давления для наработки молекулярного водорода из алюминия и паров воды, использующихся в РД в качестве горючего. В камеру сгорания 5 подается эмульсия неоксидированных наночастиц алюминия 6 в жидкой водной среде через форсунки 14 и диспергируется в результате распыла, а затем испаряется, и уже пары воды, вступая в реакцию окисления с нано Al в зоне 8, генерируют первичные продукты горения 9 - молекулярный водород и оксиды алюминия, их температура в зоне горения достигает 3700 К. Самым температурно-напряженным объектом в двигателе является камера сгорания 5, поэтому ее стенки извне охлаждаются жидкой водой 7, поступающей против потока продуктов горения на форсунки 15 по технологии пленочного охлаждения. Кроме собственно охлаждения стенок это будет улучшать мелкость распыла воды и, по существу, в камеру сгорания 5 через форсунки 15 будет подаваться атомизированный перегретый водяной пар, который также будет вступать в реакцию с неоксидированными наночастицами Al. Продукты горения 9, истекая из сопла 4, создают тягу при расширении в сопле, а температура продуктов сгорания падает до 1300-1500 К. Далее, вниз по потоку, продукты сгорания, содержащие молекулярный водород (мольная доля γh3=75%) и Al2O3 в конденсированной фазе, перемешиваются с воздухом, проходящим через тракт ПВРД, либо в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо с соотношением ϕ<1 (бедная смесь), и, образовавши смесь, самовоспламеняются и сгорают в зоне горения 11, образуя вторичные продукты горения 12 (они состоят в основном из h3O, Al2O3 в жидкой фазе и N2) с температурой 2400-2700 К. Продукты горения 12 истекают из сопла 2 и создают дополнительную тягу (к тяге РД).

В самом деле, реакция окисления стехиометрической смеси алюминия с водой 2Al+3h3O=>Al2O3+3h3 идет с образованием водорода и выделением значительного количества тепла Q=481 кДж/моль. Выделяемое тепло конвертируется в кинетическую энергию первичных продуктов сгорания, и реактивная струя создает тягу. Для обеспечения эффективной работы ПВРД необходимо, чтобы была задана определенная величина расхода воздуха через тракт двигателя и можно было сжечь достаточное количество топлива и обеспечить тягу, т.е. такой двигатель, который может работать только начиная с определенной скорости полета. Для разгона аппарата до нужной скорости служит ракетный двигатель, в камере сгорания которого происходит реакция окисления 2Al+3h3O=>Al2O3+3h3. В результате контакта неоксидированного алюминия с парами воды, частицы оксидируются, т.е. покрываются оксидной пленкой, образующейся очень быстро и препятствующей дальнейшему окислению (температура кипения оксидной пленки 2380 K). При определенных размерах еще не оксидированных частиц Al (радиус менее 25 нм) реакция окисления поверхности частиц происходит с таким большим тепловыделением, что частица не будет успевать отдавать тепло во внешнее пространство и алюминий внутри частицы начнет вскипать и разрушать при сильном расширении оксидную оболочку. При этом алюминий будет атомизироваться и вступать в реакции с h3O. В этом случае, в отличие от горения частиц микрометрового размера, алюминий практически полностью сгорает в парах воды. При этом в продуктах сгорания жидкие частицы Al2O3 образуются через механизм гомогенной нуклеации и, как показали расчеты, за время пребывания смеси в камере сгорания 5 и сопле 4 их размер не успевает значительно возрасти, а основная масса жидких частиц Al2O3 имеет размер 40-50 нм. Такие частицы обладают малыми временами тепловой и динамической релаксации (~10-7-10-6 с) и не приводят к заметным потерям в удельном импульсе, обусловленных различными скоростями и температурами газофазного и жидкофазного континуумов (потери на двухфазность). В то же время при горении частиц Al микрометрового размера реализуется не кинетический, а диффузионный (существенно более медленный) режим горения и частицы в этом случае выгорают не полностью (остаются мельчайшие частички с размером 5-15 нм). В этом случае образование жидкой фазы Al2O3 в продуктах сгорания происходит за счет гетерогенной конденсации и образующиеся частицы достигают микронных размеров (1-20 мкм). Такие частицы обладают очень большими временами тепловой и динамической релаксации, что приводит к большим потерям на двухфазность (невозможно всю выделившуюся в процессе горения энергию преобразовать в удельный импульс). Поэтому предлагается хранить на борту летательного аппарата и подавать по топливным магистралям неоксидированные наночастицы Al с радиусом менее 25 нм в жидкой обезгаженной фазе h3O, и только потом, при подаче через форсунки, атомизировать воду, чтобы оксидирование и атомизация алюминия с последующим окислением уже атомарного алюминия в парах воды происходили в камере сгорания РД.

Рассчитана работоспособность первичных продуктов горения при P=1 атм. Первичные продукты сгорания Al с h3O на выходе из камеры 5 представляют собой смесь h3 и частиц Al2O3 в жидкой фазе 3.53/1, т.к. получены при условии горения бедной смеси алюминия и паров воды. Работоспособность продуктов сгорания Ae определяется выражением R·ΔTe/µ, где R - газовая постоянная, ΔTe=Ta-Tc=3700K-1200K=2500K - температура адиабатического горения Ta за вычетом температуры продуктов сгорания Tc в выходном сечении сопла 4, µ=24 г/моль - молекулярная масса первичных продуктов сгорания. При указанных условиях Ae=870 кДж/кг, что выше примерно на 10%, чем величины Ae, реализующиеся при сжигании чистых алюминия или водорода в воздухе при стехиометрическом соотношении топливо/окислитель ϕ=1. Работоспособность горения керосина в воздухе при стехиометрии, по сравнению с расчетным случаем, еще ниже - почти в 1,3 раза.

Аналогично рассчитана работоспособность вторичных продуктов горения. Вторичные продукты - это смесь h3O/Al2O3(ж)/N2=24.5/8.6/56.8, полученная при условии стехиометрического горения первичных продуктов в воздухе. При ΔTe=T′a-T′c=2630K-250K=2380K и µ=30 г/моль она составила 660 кДж/кг, что примерно соответствует работоспособности продуктов сгорания керосина в воздухе. При совместной работе РД и ПВРД необходимо учитывать работоспособность как первичных, так и вторичных продуктов сгорания, которая в сумме составляет - 1530 кДж/кг, что примерно в 2,3 раза больше, чем у продуктов сгорания керосина в воздухе.

За счет применения топлива нано Al+h3O в камере сгорания РД возможно повышение экономичности ракетно-прямоточного двигателя РПД, по сравнению с обычным ПВРД, т.к., если потребная удельная тяга достаточно велика, то наибольшая экономичность достигается при условии использования топлива с максимальной работоспособностью продуктов сгорания и удельный импульс предлагаемого РПД, использующего горение наночастиц Al (с радиусом R<25 нм) в парах воды, в разы превышает удельный импульс ПВРД, работающего на керосине, хотя теплотворная способность Al даже несколько ниже, чем у чистого керосина. Несмотря на то что предлагаемый РПД при больших удельных тягах фактически использует обогащенную горючим топливную смесь, его удельная тяга, тем не менее, выше удельной тяги традиционного жидкостного реактивного двигателя ЖРД, работающего на смеси керосин/воздух.

Внешний ПВРД 1 эффективен только на больших скоростях полета (М>0.8). Поэтому старт осуществляется с использованием РД, что, конечно, менее экономично по сравнению с обычным ГТД, поскольку для РД не только топливо, но и окислитель необходимо брать с собой. В любом случае, начальный этап полета обычно является кратковременным, а на этапе разгона и основного крейсерского режима уже включается в работу и создает дополнительную тягу ПВРД, топливо для которого нарабатывается в камере сгорания РД, а окислитель забирается из атмосферы. Важным преимуществом предлагаемого гибридного РПД является возможность использования дополнительной тяги от ракетного двигателя на крейсерском режиме полета. Кроме того, компоновка с внутренним размещением разгонного РД является более компактной и снижает лобовое сопротивление по сравнению с обычной раздельной компоновкой (иногда даже, чтобы снизить лобовое сопротивление и не возить балласт, разгонный двигатель отстреливают, что явно не подходит для аэрокосмических систем многоразового использования).

Изобретение может быть использовано как для управляемых ракет, предназначенных для полета с высокой сверхзвуковой скоростью на умеренных высотах (~ до 50 км), так и для аэрокосмических систем, с возможностью полета как в атмосфере, так и в ближнем космосе.

1. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, отличающийся тем, что включает ракетный двигатель (РД) на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе, предназначенный для создания тяги при старте и на начальном этапе полета, и для наработки топлива, потребляемого совмещенным с ним прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) крейсерского полета на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия, и характеризующийся тем, что содержит цилиндрическую обечайку, на одном конце которой вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло, центральное осесимметричное или клиновидное тело, на кромках которого реализуется система скачков уплотнения, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды, являющуюся одновременно химическим реактором для получения водорода, размещенную в клиновидном теле, сопряженную с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока.

2. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1), либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1).

3. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что работает на скорости, равной числу Маха М=0-24.

www.findpatent.ru

Революционный аэрокосмический двигатель ARCA готовится к испытаниям

Ракетный двигатель нового поколения.

Представители компании ARCA Space Corporation объявили, что ее специалисты закончили разработку и начали проведение начальных тестов нового клиновоздушного ракетного двигателя (linear aerospike engine), который уже установлен на небольшой экспериментальной ракете Demonstrator 3.

Испытательный двигатель рядом с макетом ракеты Haas 2CA | Фото: newatlas.com / ARCA

Согласно планам руководства компании ARCA, такие двигатели должны стать основой первой в мире системы запуска, в которой для вывода груза на околоземную орбиту будет использоваться одноступенчатая ракета (Single-Stage-To-Orbit, SSTO).

И что является наиболее интересным, монтаж нового двигателя был завершен спустя всего 60 дней с момента начал изготовления его отдельных узлов.

За прошедшие 60 лет запуски в космос стали достаточно обыденным делом. Процедура запуска, в подавляющем большинстве случаев, выглядит следующим образом — запускаются двигатели первой ступени ракеты, ракета медленно и величественно отрывается от стартового стола и, набирая скорость, исчезает в небе.

Через несколько минут от ракеты отделяются ускорители и отработавшая первая ступень, после чего запускаются двигатели второй ступени, которая и выводит груз на околоземную орбиту. Такой расточительный метод используется из-за того, что ракете требуется достаточно много топлива, чтобы поднять в космос груз, себя и само топливо.

Кроме этого, двигатели первой ступени рассчитаны на наивысшую эффективность работы в плотной атмосфере, но в разреженном воздухе их эффективность кардинально падает. И на последнем этапе запуска требуется использование двигателей иного типа.

Клиновоздушный ракетный двигатель отличается от других типов двигателей тем, что он формирует из выхлопных струй ракетного двигателя два независимых потока и снова совмещает эти потоки в один поток, имеющий коническую форму.

В этом случае окружающий воздух выступает в роли конического раструба сопла обычного ракетного двигателя. И, по мере подъема ракеты на большую высоту, что сопровождается снижением плотности воздуха, этот «виртуальный» воздушный раструб двигателя как бы увеличивается в размерах. Это позволяет двигателю адаптироваться к изменяющимся условиям полета, постепенно превращаясь из обычного двигателя в высотный реактивный двигатель.

Опытный образец клиновоздушного ракетного двигателя ARCA использует в качестве топлива смесь из 70 процентов пероксида водорода, смешанного с RP-1, модифицированной формой авиационного керосина. Двигатель обеспечивает тягу в 4.2 тонны на уровне моря, а возможность адаптации двигателя к высоте полета в скором будущем позволит ракете Demonstrator 3 добраться до границы космоса и земной атмосферы.

Но, перед тем, как будет произведен реальный запуск ракеты Demonstrator 3, ее двигатель должен пройти через череду наземных испытаний. После завершения испытаний ракета Demonstrator 3 будет запущена с космодрома Spaceport America, расположенном в штате Нью-Мексико.

Поднявшись на высоту в 120 километров, эта ракета станет первой в мире ракетой с клиновоздушным ракетным двигателем, которая совершит суборбитальный полет, сопровождающийся выходом в космическое пространство. А конечной целью компании ARCA является разработка полностью рабочего варианта двигателя Haas 2CA SSTO.

Этот двигатель будет установлен на ракете, запуск которой будет произведен в следующем году с космодрома НАСА Wallops Flight Facility. И использование таких одноступенчатых ракет-носителей, по предварительным расчетам, позволит снизить стоимость запуска одного небольшого спутника до 1 миллиона долларов.

Подписывайтесь на Квибл в Viber и Telegram, чтобы быть в курсе самых интересных событий.

quibbll.com

Российский аэрокосмический самолет (РАКС) - Космические корабли

Российский аэрокосмический самолет (РАКС) создается в рамках научно-исследовательской работы (НИР) "Орел" по заказу Российского авиакосмического агентства с 1993 года.

В рамках создания научно-технического задела при создании РАКС Центральный институт авиационного моторостроения проводит работы в области разработки и летных испытаний водородных гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД).

Первый ГПВРД был испытан в составе гиперзвуковой летающей лаборатории ГЛЛ "Холод", созданной на базе зенитнойракеты SА-5: к маршевой ступени ракеты вместо боевой части подстыковываются головные отсеки ГЛЛ "Холод", в которых размещаются бортовая емкость с жидким водородом, система управления полетом, бортовая система измерений и передачи информации, система подачи жидкого водорода в камеру сгорания с регулятором расхода и, наконец, экспериментальный ГПВРД осесимметричной конструкции, расположенный в носовой части ракеты.

В создании ГЛЛ "Холод" и проведении гиперзвуковых летных экспериментов участвовали фирмы России (МКБ "Факел", Тураевский "Союз", КБХА) и Казахстана (НЦРЭС, КазГНУ).

В такой конфигурации проведено 5 полетов ГЛЛ "Холод". Максимальная достигнутая скорость полета ГЛЛ "Холод" составила 1855 м/с, что соответствует числу Маха Мf=6,49. Совершенная система охлаждения жидким водородом обеспечила работоспособность ГПВРД в течение заданных 77 секунд работы при температурах газов в камере выше 3300╟К.

Следующим этапом с достижением больших крейсерских скоростей должны стать работы с гиперзвуковым летательным аппаратом "Игла":

Возможные характеристики
  Длина, мм 7900
  Размах крыла, мм 3600
  Стартовый вес, кг 2200
  Запас жидкого кислорода, кг 18
  Скоростной диапазон, Мах 6...14

Основные целевые задачи:

- интеграция ГПВРД и планера;
- изучение вопросов работы прямоточного двигателя в реальном гиперзвуковом полете с крейсерскими скоростями до М=14;
- изучение тепловых проблем, связанных с работающим прямоточным двигателем и аэродинамическим нагревом планера;
- динамика дросселирования ГПВРД в гиперзвуковом полете;
- проверка летными испытаниями наземных экспериментов
Схема полета: Область полетных режимов:

Три проекции русского трехмодульного экспериментального прямоточного двигателя с регенеративным охлаждением

Параметры прямоточного двигателя "Иглы"
   Топливо жидкий h3
   Расход, макс. кг/с 1.0
   Размеры двигателя, мм 1900х565х385
   Масса двигателя, кг 200
   Площадь воздухозаборника, кв.м. 0.26
   Соотношение узкого (горлового) сечения 0.09
   Соотношение сечения выходной зоны горения 1.45

Воздушно-космический самолет (ВКС), разрабатывавшийся в Ракетно-космической корпорации "Энергия" в середине 1980-х годов

История этого практически неизвестного проекта еще ждет своего открытия. Но один интересный факт известен уже сегодня - используя проект воздушно-космического самолета, руководство НПО "Энергия", в первую очередь в лице В.П.Глушко, в 1985 году попыталось "дать последний бой" программе создания многоразовой космической системе (МКС) "Энергия-Буран", которая к тому времени уже вступала в этап полномасштабных летно-космических испытаний.

Открыто выступить против навязанной "сверху" программы "Энергия-Буран" В.П.Глушко и его окружение не могли - создание МКС являлось фактически общенациональной военно-стратегической задачей и было узаконено постановлениями и решениями Совета обороны, ЦК КПСС, Совета министров, ВПК и закреплено министерскими приказами и пятилетними планами СССР.Поэтому было принято решение обратиться с письмом в ЦК КПСС "от лица коллектива" НПО "Энергия", подписи под которым должны были поставить многочисленные руководители среднего звена - руководители отделов, отделений и т.п. Так и было сделано - текст письма, обосновывавшего бесперспективность продолжения работ над "Бураном" и необходимость развертывания широкомасштабных работ по созданию ВКС (имевшего "внутрифирменное" обозначение ГК-1??), по негласному решению парткома и с ведома В.П.Глушко, было поручено написать Владимиру Евграфовичу Бугрову, занимавший в ту пору должность руководителя группы и ведущего конструктора по МКС "Энергия-Буран" в 167 отделе НПО.

Письмо в ЦК ушло, но инициатива "коллектива" осталась без ответа...Проект воздушно-космического самолета "лег под сукно"...Сохранившиеся конструкторские эскизы и фотографии масштабной модели ВКС позволяют получить общее представление о проекте.Судя по фотографиям, ВКС НПО "Энергия" представлял собой бесхвостку-низкоплан длиной около 67 м, оснащенный крылом переменной стреловидности по передней кромке (развитый наплыв и консоль с углом стреловидности 45º) с размахом 23 (32?) м, удлинением 2,1 и площадью 480 м2. При длине средней аэродинамической хорды (САХ) профиль крыла имел относительную толщину 5% по всему размаху. Самолет имел интегральную компоновку в части сочленения крыла и "сплющенного" фюзеляжа шириной 8,2 м. Площадь поперечного сечения (миделя) фюзеляжа (без крыла и двигателей) была 59 м2, что составляло 8% от его омываемой площади. Комбинированная многорежимная силовая установка состояла из шести воздушно-реактивных двигателей изменяемого цикла (ВРД ДИЦ), работающих как турбореактивные двигатели (ТРД) на скоростях до М=3 и как прямоточные (ПВРД) на гиперзвуковых скоростях. ВРД размещались в единой подфюзеляжной мотогондоле с отдельным регулируемым воздухозаборником для каждого двигателя. При достижении скоростей и высот, на которых ВРД ДИЦ становились неэффективны, включались маршевые кислородно-водородные ЖРД, которые и осуществляли вывод ВКС на низкую околоземную орбиту. Так как блок из нескольких ЖРД размещался над воздушными трактами ВРД внутри хвостовой части фюзеляжа, то из анализа фотографий можно предположить, что все двигатели использовали одни и те же сопла, совмещенные как с воздушными трактами ВРД, так и с камерами сгорания ЖРД. Также не исключено, что на фотографиях и эскизах приведены разные этапы проектирования ВКС, о чем свидетельствует "неинтегральная" компоновка на эскизах и ряд других деталей(например, из-за наличия переднего горизонтального оперения изображенный на рукописных эскизах ВКС фактически выполнен по схеме "утка"). Поэтому можно предположить, что блок ЖРД "работал" на общее совмещенное сопло внешнего расширения, расположенное над блоком сопел ВРД.

Органы аэродинамического управления включали в себя двухсекционные элевоны на крыльях и рули направления на разнесенном двухкилевом оперении, имеющем ярко выраженный угол поперечного развала V. Проблему недостаточной путевой устойчивости ВКС на гиперзвуковых скоростях конструкторы решили установкой дополнительного вертикального стабилизатора в носовой части фюзеляжа. Разумно предположить, что носовой вертикальный стабилизатор (как и два носовых горизонтальных стабилизатора на эскизе) выполнены цельноповоротными.

Для управления ВКС на орбите предусмотрены три блока ЖРД реактивной системы управления (носовой и два хвостовых). О внутренней компоновке можно судить очень приблизительно. В носовой части (за блоком РСУ) располагается кабина экипажа с герметичным объемом 24 м3, за ней следует приборный отсек, затем в средней части фюзеляжа размещены емкости с криогенными компонентами топлива - 1200 м3 жидкого водорода и далее, под грузовым отсеком объемом 620 м3, закрытым сверху двумя подвижными створками, размещено 160 м3 жидкого кислорода. Запас керосина (РГ-1) 80 м3 размещен в кессонах консолей крыла.

Внутренняя компоновка свидетельствует о том, что в случае аварийного прекращения полета (отмены выхода на орбиту) для обеспечения посадочной центровки ВКС необходим экстренный слив криогенных компонентов топлива в атмосферу (при невозможности их сжигания в маршевых ЖРД) - допустимый разброс центровок составлял всего 2% от САХ.

Шасси выполнено по классической, трехопорной схеме с носовой стойкой. Не исключено, что основные стойки шасси выполнены многоопорными по примеру тяжелых транспортных самолетов. Высота ВКС на стоянке 18 м.

О теплозащите ВКС по имеющейся информации судить сложно (это могла быть как керамическая, так и металлическая теплозащита), но очевидно, что носовой кок и лобовые кромки крыла и оперения закрыты секциями многоразовой композиционной "углерод-углеродной" теплозащиты по аналогии с "Бураном".

spacechasm.clan.su


Смотрите также