Авиация Ракета воздух-поверхность - Двигатели. Прямоточные ракетные двигатели


Ракетно-прямоточный двигатель - это... Что такое Ракетно-прямоточный двигатель?

 Ракетно-прямоточный двигатель Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В ракетном двигателе (газогенераторе) при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя, и продукты неполного сгорания подаются через сопла в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие. Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют увеличить лобовую тягу и понизить начальную скорость включения двигателя по сравнению с обычным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Теоретически РПД может иметь тягу на старте, но практически его целесообразно использовать, начиная со скорости, соответствующей Маха числу полёта MM > 1—1,5, то есть со стартовым ускорителем. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю. РПД может быть использован на ракетах при полёте в плотных слоях атмосферы. Нашли применение РПД твёрдого топлива (РПДТ), входящие в интегральную компоновку «малообъёмных» ракет (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель). В РПДТ применяются топлива, содержащие металлы (магний, алюминий), бор и др. теплопроизводительные элементы. Применение в РПДТ многосопловых блоков газогенераторов позволяет сократить длину прямоточной камеры сгорания и повысить полноту дожигания топлива в воздухе.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

  • Ракетное топливо
  • Ракетно-турбинный двигатель

Смотреть что такое "Ракетно-прямоточный двигатель" в других словарях:

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • Комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам …   Энциклопедия техники

  • комбинированный двигатель — комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить …   Энциклопедия «Авиация»

  • комбинированный двигатель — комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить …   Энциклопедия «Авиация»

  • Воздушно-реактивный двигатель — (ВРД) реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При использовании химического авиационного топлива кислород, содержащийся в… …   Энциклопедия техники

  • воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Схема ПВРД прямой реакции. воздушно реактивный двигатель (ВРД) — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При… …   Энциклопедия «Авиация»

  • воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Схема ПВРД прямой реакции. воздушно реактивный двигатель (ВРД) — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При… …   Энциклопедия «Авиация»

dic.academic.ru

интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ирпдт) - патент РФ 2325544

Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель содержит газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, несбрасываемую крышку, размещенную на патрубке и имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры. Решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания и выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия. Пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя. На внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, выполненное с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность. Изобретение позволяет повысить надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в момент перехода от стартового к маршевому режиму, улучшить условия подачи воздушного потока в камеру сгорания и повысить коэффициент восстановления полного давления камеры сгорания при работе двигателя. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям.

В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) находят применение интегральные ракетно-прямоточные двигатели (ИРПДТ) с твердотопливным газогенератором, у которых заряд твердого ракетного топлива (ТРТ) стартового ракетного двигателя размещен в камере сгорания прямоточного двигателя. Передняя часть камеры сгорания снабжена, по меньшей мере, одним патрубком, к которому пристыковано воздухозаборное устройство (ВЗУ) и через которое при работе ИРПДТ на прямоточном режиме в камеру сгорания поступает набегающий воздушный поток. Важным элементом ИРПДТ является крышка, которая размещается в патрубке камеры сгорания и которая герметично закрывает ВЗУ при работе стартового ракетного двигателя. В начальный период применения ИРПДТ крышка была сбрасываемой, т.е. после окончания работы стартового ракетного двигателя, когда ЛА приобретал необходимую скорость полета (необходимое число М), крышка выбрасывалась через камеру сгорания и сопло в окружающую среду. Поскольку крышка, как правило, была толстостенной и имела значительную массу, то ее заранее непредсказуемое движение в окружающей среде представляло опасность для других ЛА. Поэтому в последнее время одним из основных требований, предъявляемых к ИРПДТ, является отсутствие сбрасываемых массивных частей, что, в первую очередь, относится к крышке. Серьезным недостатком, ограничивающим применение ИРПДТ в настоящее время, являются трудности создания надежной и компактной несбрасываемой крышки.

Известен интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ) с несбрасываемой крышкой, патент ФРГ N 3003004, 1981 г., МКИ F02C 7/04), где несбрасываемая крышка изготовлена из предварительно напряженного материала и разрушается на мелкие осколки при ударе острого стержня, соединенного с поршнем, который перемещается в специальном канале под действием давления продуктов первичного сгорания, поступающих из газогенератора при воспламенении твердотопливного заряда после окончания работы стартового ракетного двигателя. Однако в таком ИРПДТ невозможно обеспечить приемлемую надежность функционирования такой крышки. Известно, что продукты первичного сгорания, образующиеся в газогенераторе, помимо высокой температуры имеют в своем составе значительное содержание конденсированной фазы (до 70%), которая может зашлаковать щелевой зазор между поршнем и каналом. Использование же специального фильтра сопряжено с потерями давления и увеличением времени перемещения поршня, что в итоге снижает силу удара стержня в крышку.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ), патент США N 6631610, 1983 г., МКИ F02K 7/18, состоящий из камеры сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним патрубком, на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, скрепленного с ним заряда твердого ракетного топлива стартового ракетного двигателя, размещенной в патрубке несбрасываемой крышки, состоящей из корпуса с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластины слоистой структуры. При этом корпус с решеткой прочно зафиксирован в патрубке камеры сгорания и является несбрасываемым. Пластина, закрывающая решетку со стороны камеры сгорания, состоит из нескольких чередующихся слоев палладия (Pd) и алюминия (Al). При этом каждый слой Al заключен между двумя слоями Pd, и толщина каждого слоя Pd составляет половину толщины слоя Al. При воздействии высокой температуры (выше 650°С) между слоями Pd и Al происходят экзотермические реакции с выделением значительного количества тепла, в результате которых получается порошкообразный PdAl, выбрасываемый в камеру сгорания. Таким образом, в конце работы стартового ракетного двигателя, когда поверхность горения заряда твердого ракетного топлива достигает поверхности пластины, начинается реакция между ее металлическими слоями Pd и Al, в результате чего пластина распадается на частицы PdAl, которые выбрасываются в камеру сгорания ИРПДТ. В камеру сгорания начинает поступать воздух через воздухозаборное устройство и патрубок камеры сгорания, который после включения твердотопливного газогенератора смешивается с продуктами первичного горения, поступающими из твердотопливного газогенератора. В связи с высокой скоростью горения твердого ракетного топлива (ТРТ) стартового ракетного двигателя продолжительность контакта высокотемпературной зоны горения с поверхностью пластины может оказаться недостаточной для начала реакций между слоями Pd и Al и разрушения пластины. Для того чтобы избежать таких случаев, на поверхность пластины со стороны камеры сгорания крепятся несколько воспламенительных выступов, изготовленных из того же материала, что и пластина (слоев Pd и Al), и выступающих над поверхностью пластины примерно на 2,5÷6,5 мм. Однако обеспечить надежное функционирование такой крышки практически невозможно. Из-за имеющегося в действительности неравномерного выгорания поверхности заряда ТРТ контакт высокотемпературной зоны горения с поверхностью пластины получается локальным, в результате чего в этом месте происходит «прожег» пластины и через образовавшееся отверстие возможен выброс высокотемпературных продуктов сгорания твердого ракетного топлива (ТРТ) в воздухозаборное устройство (ВЗУ). Кроме того, известно, что для обеспечения адгезии заряда ТРТ к теплозащитному покрытию (ТЗП) камеры сгорания, на теплозащитное покрытие наносится резиноподобный защитнокрепящий слой (ЗКС) толщиной 1-1,5 мм. В рассмотренной конструкции несбрасываемой крышки такой слой ЗКС не предусмотрен. Поэтому при работе стартового ракетного двигателя пластина и скрепленные с ней воспламенительные выступы являются опасными концентраторами напряжений, что может привести к разрушению заряда ТРТ.

Решаемой задачей изобретения является повышение надежности работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя (ИРПДТ) в момент перехода от стартового к маршевому режиму, улучшение условий подачи воздушного потока в камеру сгорания и повышение коэффициента восстановления полного давления камеры сгорания при работе прямоточного двигателя.

Технический результат обеспечивается тем, что в предлагаемом интегральном ракетно-прямоточном двигателе (ИРПДТ), содержащем газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, при этом на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, размещенную на патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры, решетка выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия, а пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, причем решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания, а теплозащитное покрытие камеры выполнено с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность.

Защитнокрепящий слой пластины несбрасываемой крышки выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем теплозащитного покрытия камеры сгорания, а несбрасываемая крышка по периферии снабжена острым выступом, проникающим в защитнокрепящий слой.

Поперечные ребра решетки размещены к оси камеры сгорания под острым углом и их передние кромки спрофилированы, при этом решетка образует направляющий элемент для подачи воздушного потока в камеру сгорания.

На фиг.1 изображена схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя перед началом работы.

На фиг.2 - схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя в конце работы стартового ракетного двигателя.

На фиг.3 - продольный разрез несбрасываемой крышки, размещенной в патрубке камеры сгорания.

На фиг.4 - поперечный разрез несбрасываемой крышки, размещенной в патрубке камеры сгорания.

На фиг.5 - поперечный разрез несбрасываемой крышки.

На фиг.6 - вид А на фиг.5.

На фиг.7 - размещение поперечных ребер решетки к оси камеры под острым углом и профилирование их передней части.

На фиг.8 - пространственный вид решетки со стороны воздухозаборного устройства.

На фиг.9 - пространственный вид отсека камеры сгорания в сборе с несбрасываемой крышкой.

Заявляемый интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ) содержит камеру сгорания 1, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком 2. На внутреннюю поверхность камеры 1 сгорания нанесено теплозащитное покрытие 3, с которым скреплен заряд 4 твердого ракетного топлива (ТРТ) стартового ракетного двигателя 5. В патрубке 2 размещена несбрасываемая крышка 6, состоящая из корпуса 7 с решеткой 8, состоящей из продольных 9 и поперечных 10 ребер и пластины 11 слоистой структуры. С камерой 1 сгорания скреплен газогенератор 12 с твердотопливным зарядом 13, а к патрубку 2 пристыковано воздухозаборное устройство 14.

Решетка 8 выступает в камеру 1 сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия 3, а пластина 11 слоистой структуры состоит из металлической фольги 15 и защитнокрепящего слоя 16. При этом решетка 8 выполнена равнопрочной со стенкой камеры 1 сгорания и на поверхность ТЗП 3 камеры 1 сгорания нанесен защитнокрепящий слой 17.

Защитнокрепящий слой 16 пластины 11 выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 (ТЗП) камеры 1 сгорания, а несбрасываемая крышка 6 по периферии снабжена острым выступом 18, проникающим в защитнокрепящий слой 17.

Поперечные ребра 10 решетки 8 размещены к оси камеры 1 сгорания под острым углом o и их передние кромки 19 спрофилированы. При этом решетка 8 с продольными 9 и поперечными 10 ребрами образует направляющий элемент для подачи воздушного потока 20 в камеру 1 сгорания.

Интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ) работает следующим образом.

При срабатывании воспламенительного устройства (на фиг.1 не показано) поджигается поверхность заряда 4 твердого ракетного топлива (ТРТ) и начинается работа стартового ракетного двигателя 5, например, на фиг.1 схематично изображен стартовый бессопловый ракетный двигатель, представляющий собой заряд 4 твердого ракетного топлива (ТРТ) с каналом, который заканчивается раструбом. В процессе работы стартового твердотопливного двигателя, горения заряда 4 ТРТ, происходит увеличение скорости полета ЛА, который оснащен предлагаемым ИРПДТ. В конце работы стартового твердотопливного двигателя ЛА разгоняется до требуемой скорости полета, требуемого числа М полета. При этом поверхность горения заряда 4 ТРТ достигает защитнокрепящего слоя 16 пластины 11 слоистой структуры и защитнокрепящего слоя 17 теплозащитного покрытия 3 (ТЗП) камеры 1 сгорания. При контакте с высокотемпературными продуктами сгорания заряда 4 твердого ракетного топлива (ТРТ), Тпс 3000К, происходит частичное коксование защитнокрепящего слоя 16 на толщину примерно 0,4÷0,5 мм, что приводит к частичной потере его эластичности. При спаде давления в камере 1 сгорания воздухозаборное устройство (ВЗУ) 14 освобождается от заглушек на входе (на фиг.1 и 2 не показаны). Под действием скоростного напора набегающего потока воздуха 20, поступающего через возухозаборное устройство 14 (ВЗУ), пластина 11 слоистой структуры, состоящая из металлической фольги 15 и прококсованного защитнокрепящего слоя 16, выбрасывается в камеру 1 сгорания, в которой под воздействием остаточных высокотемпературных продуктов сгорания происходит разрушение защитнокрепящего слоя 16 и металлической фольги 15 на мелкие части. Через решетку 8 с продольными 9 и поперечными 10 ребрами в камеру 1 сгорания начинает поступать воздушный поток 20, и в это же время срабатывает воспламенительное устройство (на фиг.2 не показано) в газогенераторе 12, что приводит к воспламенению и горению твердотопливного заряда 13. Продукты первичного горения, обогащенные горючими компонентами, поступают из газогенератора 12 в камеру 1 сгорания, где смешиваются с воздушным потоком и окончательно дожигаются. В случае, когда защитнокрепящий слой 16 пластины 11 слоистой структуры выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 (ТЗП) камеры 1 сгорания, несбрасываемая крышка 6 по периферии снабжена острым выступом 18, проникающим в защитнокрепящий слой 17. Острый выступ 18, которым, например, заканчивается корпус 7 несбрасываемой крышки 6 на фиг.6, создает в защитнокрепящем слое 17 соответствующую по форме канавку, которая при работе стартового твердотопливного двигателя является концентратором напряжений, приводящим к ослаблению защитнокрепящего слоя 17 и последующему его разрыву по периметру канавки под воздействием воздушного потока 20 при окончании работы стартового ракетного двигателя 5. По сравнению с прототипом в заявляемом ИРПДТ поперечные ребра 10 решетки 8 размещены к оси камеры 1 сгорания под острым углом о<90° и их передние кромки спрофилированы. В схеме на фиг.7 показано, например, что профилирование передней части ребер заключается в получении острой кромки под острым углом к оси камеры 1 сгорания. При этом в зависимости от геометрических характеристик переходного отсека ВЗУ 14 острый угол у разных ребер 10 может быть различным: 1, 2, 3 и т.д.

Достигнутым техническим результатом является то, что благодаря предложенному изобретению повышается надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя (ИРПДТ) в момент перехода от стартового к маршевому режиму, т.е. в период окончания работы стартового ракетного двигателя и начала работы ракетно-прямоточного двигателя, улучшаются условия подачи воздушного потока в камеру сгорания и повышается коэффициент восстановления полного давления камеры сгорания при работе ИРПДТ на прямоточном режиме.

По сравнению с прототипом количество слоев пластины 11 слоистой структуры уменьшено с 12 до 2. Толщина металлической фольги (0,1-0,2 мм) принимается такой, чтобы ее масса не превышала ˜5 г.Металлическая фольга опирается на ребра решетки 8, выступающей в камеру 1 сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия 3. Решетка 8 состоит из продольных 9 и поперечных 10 ребер, образующих ячейки решетки 8. Площадь ячеек принимается такой, чтобы не нарушить прочность тонкостенной металлической фольги 15 при работе стартового ракетного двигателя в эксплуатационном диапазоне температур ±50°С. Со стороны камеры 1 сгорания на металлическую фольгу 15 пластины 11 слоистой структуры по всей поверхности наносится, например, резиноподобный, защитнокрепящий слой 16 толщиной 1÷1,5 мм. Собранная пластина 11 слоистой структуры со стороны воздухозаборного устройства (ВЗУ) по периферии может быть присоединена к нижней торцевой поверхности корпуса 7 несбрасываемой крышки 6. При этом усилие соединения на отрыв металлической фольги 15 пластины 11 слоистой структуры должно быть меньше усилия от скоростного напора набегающего воздушного потока на площадь пластины 11. Далее на поверхность теплозащитного покрытия 3 камеры 1 сгорания наносится защитнокрепящий слой 17 такого же состава, что и защитнокрепящий слой 16. Несбрасываемая крышка 6 фиксируется в патрубке 2 либо по одной из прессовых посадок между поверхностями корпуса 7 несбрасываемой крышки 6 и патрубка 2, либо, например, с помощью фланцевого соединения, фиг.3 и 4. Стык между защитнокрепящим слоем 16 пластины 11 слоистой структуры и защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 камеры 1 сгорания заливается, например, герметиком.

В случае, когда защитнокрепящий слой 16 пластины 11 слоистой структуры выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем 17 теплозащитного покрытия 3 камеры 1 сгорания, производится сборка металлической фольги 15 пластины 11 слоистой структуры с решеткой 8, после чего несбрасываемая крышка 6, снабженная по периферии острым выступом 18, размещается и закрепляется в патрубке 2. Наносится защитнокрепящий слой 17 по всей внутренней поверхности теплозащитного покрытия 3 и металлической фольги 15 несбрасываемой крышки 6. При этом острый выступ 18 проникает в защитнокрепящий слой 17 и создает в нем канавку соответствующего сечения и глубиной ˜30÷50% толщины защитнокрепящего слоя 17, которая при работе ИРПДТ является концентратором напряжений, ослабляя в этом месте прочность защитнокрепящего слоя 17.

Благодаря размещению поперечных ребер 10 решетки 8 под острым углом о к оси камеры 1 сгорания и профилированию их передних кромок 19, решетка 8, в отличие от прототипа, где о=90°, образует направляющий элемент для улучшения условий подачи воздушного потока в камеру сгорания. В зависимости от геометрических характеристик существует оптимальное значение угла о опт подачи воздушного потока 20, поступающего из воздухозаборного устройства 14, к оси камеры 1 сгорания.

В различных интегральных ракетно-прямоточных двигателях (ИРПДТ) этот угол изменяется в пределах от 30 до 40 градусов. Увеличение угла о подачи воздушного потока к оси камеры сгорания по отношению к оптимальному значению о опт приводит к снижению проекции на ось X, совпадающую с осью камеры сгорания, секундного количества движения воздушного потока в уравнении сохранения количества движения для контрольного объема камеры сгорания, что, в конечном счете, приводит к росту потерь полного давления в камере сгорания, т.е. к уменьшению коэффициента восстановления полного давления кс камеры сгорания и, в конечном счете, к снижению тягово-экономических характеристик (ТЭХ) ИРПДТ на прямоточном режиме работы. Уменьшение же угла о по отношению к о опт может привести к снижению коэффициента полноты сгорания г топлива в камере сгорания, что, в конечном счете, также снизит ТЭХ двигателя на прямоточном режиме работы.

Таким образом, в заявляемом интегральном ракетно-прямоточном двигателе (ИРПДТ) благодаря предложенной конструкции несбрасываемой крышки повышается надежность работы двигателя при переходе от стартового к маршевому режиму, а решетка с продольными и поперечными ребрами является и опорой для разрушаемой пластины, как в прототипе, и направляющим элементом для подачи воздушного потока в камеру сгорания под углом о, близким к оптимальному для конкретной камеры сгорания.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ИРПДТ), содержащий газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, при этом на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, размещенную на патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры, отличающийся тем, что решетка выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия, а пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, причем решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания, а теплозащитное покрытие камеры выполнено с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность.

2. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель по п.1, отличающийся тем, что защитнокрепящий слой пластины несбрасываемой крышки выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем теплозащитного покрытия камеры сгорания, а несбрасываемая крышка по периферии снабжена острым выступом, проникающим в защитнокрепящий слой.

3. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель по п.1, отличающийся тем, что поперечные ребра решетки размещены к оси камеры сгорания под острым углом и их передние кромки спрофилированы, при этом решетка образует направляющий элемент для подачи воздушного потока в камеру сгорания.

www.freepatent.ru

Прямоточный реактивный двигатель. пврд. — О самолётах и авиастроении

Реактивный двигатель – устройство, создающее требуемую для перемещения силу тяги, преобразовывая внутреннюю энергию горючего в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Классы реактивных двигателей:

Все реактивные двигатели подразделяют на 2 класса:

  • Воздушно-реактивные – тепловые двигатели, применяющие энергию окисления воздуха, приобретаемого из воздуха. В этих двигателях рабочее тело представлено смесью продуктов горения с остальными элементами отобранного воздуха.
  • Ракетные – двигатели, каковые на борту содержат все нужные компоненты и могут трудиться кроме того в безвоздушном пространстве.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель – самый простой в классе ВРД по конструкции. Требуемое для работы устройства увеличение давления образуется методом торможения встречного воздушного потока.

Рабочий процесс ПВРД возможно коротко обрисовать следующим образом:

  • Во входное устройство двигателя поступает воздушное пространство со скоростью полета, кинетическая его энергия преобразуется во внутреннюю, давление и температура окружающей среды увеличиваются. На входе в камеру сгорания и на всей протяженности проточной части отмечается большое давление.
  • Нагревание сжатого воздуха в камере сгорания происходит методом окисления подаваемого воздуха, наряду с этим внутренняя энергия рабочего тела возрастает.
  • Потом поток сужается в сопле, рабочее тело достигает звуковой скорости, а снова при расширении – сверхзвуковой. Благодаря тому, что рабочее тело движется со скоростью, превышающей скорость встречного потока, в создается реактивная тяга.

pВ конструктивном замысле ПВРД есть предельно несложным устройством. В составе двигателя имеется камера сгорания, вовнутрь которой горючее поступает из топливных форсунок, а воздушное пространство – из диффузора. Камера сгорания заканчивается входом в сопло, которое есть суживающейся-расширяющимся.

Развитие разработки смесевого жёсткого горючего повлекло за собой применение этого горючего в ПВРД. В камере сгорания находится топливная шашка с центральным продольным каналом. Проходя по каналу, рабочее тело неспешно окисляет поверхность горючего и нагревается само.

Использование жёсткого горючего еще более упрощает состоящую конструкцию двигателя: топливная совокупность делается ненужной.

Смесевое горючее по собственному составу в ПВРД отличается от используемого в РДТТ. В случае если в ракетном двигателе солидную часть состава горючего занимает окислитель, то в ПВРД он употребляется в маленьких пропорциях для активирования процесса горения.

Наполнитель смесевого горючего ПВРД в основном складывается из мелкодисперсного порошка бериллия, магния либо алюминия. Их теплота окисления значительно превосходит теплоту сгорания углеводородного горючего. Как пример твердотопливного ПВРД возможно привести маршевый двигатель крылатой противокорабельной ракеты «П-270 Москит».

Тяга ПВРД зависит от скорости полета и определяется исходя из влияния нескольких факторов:

  • Чем больше показатель скорости полета, тем громадным будет расход воздуха, проходящего через тракт двигателя, соответственно, большее количество кислорода будет попадать в камеру сгорания, что увеличивает расход горючего, тепловую и механическую мощность мотора.
  • Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше будет создаваемая мотором тяга. Но существует некоторый предел, расход воздуха через тракт мотора не имеет возможности возрастать неограниченно.
  • При возрастании скорости полета возрастает уровень давления в камере сгорания. Благодаря этого возрастает термический КПД двигателя.
  • Чем больше отличие между скоростью полета прохождения и скоростью аппарата реактивной струи, тем больше тяга двигателя.

Зависимость тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя от скорости полета возможно представить следующим образом: до того момента, пока скорость полета намного ниже скорости прохождения реактивной струи, тяга будет возрастать вместе с ростом скорости полета. В то время, когда скорость полета приближается к скорости реактивной струи, тяга начинает падать, миновав определенный максимум, при котором отмечается оптимальная скорость полета.

В зависимости от скорости полета выделяют такие категории ПВРД:

  • дозвуковые;
  • сверхзвуковые;
  • гиперзвуковые.

Любая из групп имеет собственные отличительные изюминки конструкции.

Дозвуковые ПВРД

Эта несколько двигателей предназначена для обеспечения полетов на скоростях, равных от 0,5 до 1,0 числа Маха. торможение и Сжатие воздуха в таких двигателях происходит в диффузоре – расширяющемся канале устройства на входе потока.

Эти двигатели имеют очень низкую эффективность. При полетах на скорости М= 0,5 уровень повышения давления в них равен 1,186, почему совершенный термический КПД для них – всего 4,76%, а вдруг еще и учитывать утраты в настоящем двигателе, эта величина будет приближаться к нулю. Это значит, что при полетах на скоростях M

Но кроме того на предельной скорости для дозвукового диапазона при М=1 уровень повышения давления равен 1,89, а совершенный термический коэффициент – всего 16, 7%. Эти показатели в 1,5 раза меньше, чем у поршневых двигателей внутреннего сгорания, и в 2 раза меньше, нежели у газотурбинных двигателей. Газотурбинные и поршневые двигатели к тому же действенны для применения при работе в стационарном положении.

Исходя из этого прямоточные дозвуковые двигатели в сравнении с другими авиационными двигателями были неконкурентоспособными и на данный момент серийно не выпускаются.

Сверхзвуковые ПВРД

Сверхзвуковые ПВРД вычислены на осуществление полетов в диапазоне скоростей 1 M 5.

Торможение газового сверхзвукового потока постоянно выполняется разрывно, наряду с этим образуется ударная волна, которая именуется скачком уплотнения. На дистанции ударной волны процесс сжатия газа не есть изоэнтропийным. Следовательно, наблюдаются утраты механической энергии, уровень повышения давления в нем меньший, нежели в изоэнтропийном ходе.

Чем замечательнее будет скачок уплотнения, тем больше изменится скорость потока на фронте, соответственно, больше утраты давления, время от времени достигающие 50%.

Чтобы минимизировать утраты давления, организуется сжатие не в одном, а нескольких скачках уплотнения с меньшей интенсивностью. По окончании каждого из таких скачков отмечается понижение скорости потока, которая остается сверхзвуковой. Это достигается, в случае если фронт скачков расположен под углом к направлению скорости потока.

Параметры потока в промежутках между скачками остаются постоянными.

В последнем скачке скорость достигает дозвукового показателя, сжатия воздуха и дальнейшие процессы торможения происходят непрерывно в канале диффузора.

В случае если входное устройство мотора находится в области невозмущенного потока (к примеру, впереди летательного аппарата на носовом окончании либо на достаточном отдалении от фюзеляжа на крыльевой консоли), оно выполняется асимметричным и комплектуется центральным телом – острым долгим «конусом», выходящим из обечайки. Центральное тело предназначено для во встречном воздушном потоке косых скачков уплотнения, каковые снабжают торможение и сжатие воздуха до момента его поступления в особый канал входного устройства. Представленные входные устройства стали называться устройств конического течения, воздушное пространство в них циркулирует, образуя коническую форму.

Центральное коническое тело возможно оснащено механическим приводом, что разрешает ему двигаться на протяжении оси двигателя и оптимизировать торможение потока воздуха на различных скоростях полета. Эти входные устройства именуются регулируемыми.

При фиксации двигателя под крылом либо снизу фюзеляжа, другими словами в области аэродинамического влияния элементов конструкции самолета, применяют входные устройства плоской формы двухмерного течения. Они не оснащаются центральным телом и имеют поперечное прямоугольное сечение.

Их еще именуют устройствами смешанного либо внутреннего сжатия, потому, что внешнее сжатие тут имеет место лишь при скачках уплотнения, образующихся у передней кромки крыла либо носового окончания летательного аппарата. Входные регулируемые устройства прямоугольного сечения способны поменять положение клиньев в канала.

В сверхзвуковом скоростном диапазоне ПВРД более действен, нежели в дозвуковом. К примеру, на скорости полета М=3 степень повышения давления образовывает 36,7, что приближается к показателю турбореактивных двигателей, а расчетный совершенный КПД достигает 64,3 %. На практике эти показатели меньшие, но на скоростях в диапазоне М=3-5 СПВРД по эффективности превосходят все существующие типы ВРД.

При температуре невозмущенного воздушного потока 273°K и скорости самолета М=5 температура рабочего заторможенного тела равна 1638°К, при скорости М=6 — 2238°К, а в настоящем полете с учетом действия силы и скачков уплотнения трения делается еще выше.

Предстоящее нагревание рабочего тела есть проблематичным из-за термической неустойчивости конструкционных материалов, входящих в состав двигателя.  Исходя из этого предельной для СПВРД считается скорость, равная М=5.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, что трудится на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование для того чтобы двигателя было лишь гипотетическим: не собрано ни единого примера, что бы прошел летные опробования и подтвердил актуальность и целесообразность его серийного выпуска.

На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется лишь частично, и в течении остального такта перемещение рабочего тела есть сверхзвуковым. Большинство кинетической исходной энергии потока наряду с этим сохраняется, по окончании сжатия температура довольно низкая, что разрешает высвободить рабочему телу большое количество тепла. По окончании входного устройства проточная часть двигателя по всей собственной длине расширяется.

За счет сгорания горючего в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.

Данный тип двигателя рекомендован с целью проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически таковой двигатель возможно применять на многоразовых носителях космических аппаратов.

Важной проблемой конструирования ГПВРД есть организация сгорания горючего в сверхзвуковом потоке.

В различных государствах начаты пара программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных изучений.

Где используются ПВРД

ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем запасных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель либо самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.

По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его фактически неуместно применять на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно применять для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, дешевизне и простоте. ПВРД кроме этого используют в летающих мишенях.

Борьбу по чертям ПВРД образовывает лишь ракетный двигатель.

Ядерный ПВРД

Во время холодной войны между США  и СССР создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.

В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания горючего, а тепло, которое производил ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздушное пространство, поступающий через входное устройство, попадает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Потом происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости идеальных ракетных двигателей.

Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих государствах создали малогабаритные ядерные реакторы, каковые поместились в габариты крылатой ракеты.

В первой половине 60-ых годов двадцатого века в рамках программ изучения ядерных ПВРД Tory и Pluto совершили стационарные огневые опробования ядерного ПВРД Tory-IIC. Программа опробований была закрыта в июле 1964 г., летные опробования двигателя не проводили. Предположительной обстоятельством сворачивания программы имело возможность послужить совершенствование комплектации баллистических ракет ракетными химическими двигателями, каковые разрешали реализовать боевые задачи без привлечения ядерных  ПВРД. 

Термодинамика потока и воздушно-реактивный двигатель.

Увлекательные записи:
Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:
  • Реактивный двигатель самолета

    Реактивный двигатель самолета — двигатель, создающий нужную для перемещения силу тяги при помощи преобразования внутренней энергии горючего в…

  • Виды реактивных двигателей

    Известны следующие главные типы реактивных двигателей: ракетные, пороховой, жидкостной ракетный; воздушно-реактивные двигатели, прямоточный…

  • Реактивный двигатель — стальное сердце самолета

    Реактивный двигатель – силовой агрегат, что формирует требуемое для полета самолета тяговое упрочнение посредством изменения внутренней энергии горючего…

  • Истребитель компании focke-wulf с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. необычный проект и история его разработки

    Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF и мало доработан мной. Перевод был выполнен в апреле 2016 года. Желаю выразить громадную…

  • Тяга самолета. тяга двигателя самолета. тяга реактивного двигателя.

    Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет через воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В…

  • Совершенствование технологии производства реактивных двигателей

    Самолеты должны быть более действенными — это основополагающая задача, в то время, когда дело доходит до проектирования реактивных двигателей. Но, при…

stroimsamolet.ru

ракетно-прямоточный двигатель - это... Что такое ракетно-прямоточный двигатель?

 ракетно-прямоточный двигатель

Схема ракетно-прямоточного двигателя твёрдого топлива.

ракет́но-прямото́чный дви́гатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя (см. рис.). В ракетном двигателе (газогенераторе) при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя, и продукты неполного сгорания подаются через сопла в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие. Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют увеличить лобовую тягу и понизить начальную скорость включения двигателя по сравнению с обычным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Теоретически РПД может иметь тягу на старте, но практически его целесообразно использовать, начиная со скорости, соответствующей Маха числу полёта M∞ > 1—1,5, то есть со стартовым ускорителем. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю.

РПД может быть использован на ракетах при полёте в плотных слоях атмосферы. Нашли применение РПД твёрдого топлива (РПДТ), входящие в интегральную компоновку «малообъёмных» ракет (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель). В РПДТ применяются топлива, содержащие металлы (магний, алюминий), бор и др. теплопроизводительные элементы. Применение в РПДТ многосопловых блоков газогенераторов позволяет сократить длину прямоточной камеры сгорания и повысить полноту дожигания топлива в воздухе.

Литература:Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, М., 1989.

В. А. Сосунов.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

  • ракета
  • ракетно-турбинный двигатель

Смотреть что такое "ракетно-прямоточный двигатель" в других словарях:

  • Ракетно-прямоточный двигатель — (РПД) комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно реактивного двигателя. В ракетном двигателе (газогенераторе) при… …   Энциклопедия техники

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • Комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам …   Энциклопедия техники

  • комбинированный двигатель — комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить …   Энциклопедия «Авиация»

  • комбинированный двигатель — комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить …   Энциклопедия «Авиация»

  • Воздушно-реактивный двигатель — (ВРД) реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При использовании химического авиационного топлива кислород, содержащийся в… …   Энциклопедия техники

  • воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Схема ПВРД прямой реакции. воздушно реактивный двигатель (ВРД) — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При… …   Энциклопедия «Авиация»

  • воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Схема ПВРД прямой реакции. воздушно реактивный двигатель (ВРД) — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При… …   Энциклопедия «Авиация»

avia.academic.ru

Ракетно-прямоточный двигатель

 

Ракетно-прямоточный двигатель содержит камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник. Газогенератор выполнен вращающимся, находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя. Изобретение позволяет увеличить коэффициент дожигания топлива, предупредить срыв горения и уменьшить габариты камеры дожигания и массовые характеристики двигателя в целом. 2 ил.

Изобретение относится к авиастроению, а именно к двигателестроению, и может быть использовано для замены существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).

Наиболее близким по технической сущности является ПВРД (прототип [1]), в состав которого входят ракетная ступень, состоящая из ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), вслед за которым расположена прямоточная ступень, состоящая из воздухозаборника, камеры дожигания и выходного сопла. Обеспечение высокой степени дожигания топлива обеспечивается большой длиной камеры дожигания. Однако данный тип двигателя обладает значительными габаритными характеристиками. Кроме того, для обеспечения высокого коэффициента дожигания топлива необходима значительная длина камеры дожигания, а вследствие высокого скоростного напора при полете на сверхзвуковых скоростях возможен срыв горения. Задачей данного изобретения является увеличение коэффициента дожигания топлива, предупреждение срыва горения и уменьшение габаритов камеры дожигания и массовых характеристик двигателя в целом. Данная задача решается за счет того, что газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом 20-30o к оси двигателя, что обеспечивает вращение газогенератора в процессе работы и поддержание турбулентного горения в камере дожигания. Это повышает устойчивость горения топливной смеси и, как следствие, удельный импульс двигателя. Заявляемая конструкция ПВРД отличается от прототипа тем, что в ней используется вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами, размещенный внутри камеры дожигания. На фиг. 1 представлен общий вид, а на фиг. 2 - сечение А-А ракетно-прямоточного двигателя с вращающимся блоком полупетлевых сопл. Предлагаемая конструкция состоит из корпуса (13), внутри которого размещены воздухозаборник с центральным телом (4), которое жестко закреплено на узлах (5), камера дожигания с соплом Лаваля (11), внутри которой расположены вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами (12), повернутыми на угол 20-30o по часовой стрелке (сечение А-А), заряд стартового ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) (9) и воспламенитель (7). Конструкция также состоит из топливного отсека, расположенного внутри центрального тела воздухозаборника (4), и трубопровода подачи топлива (8), который является подвижным, закреплен на подшипнике (2) центрального тела воздухозаборника и подшипнике (3) узлов крепления трубопровода (6) и одновременно является узлом крепления вращающегося газогенератора (10). Двигатель работает следующим образом. При подаче команды на воспламенение с помощью воспламенителя (7) поджигается заряд твердого топлива, размещенный в камерах газогенератора (10) и дожигания (9). Продукты горения, истекающие из камеры дожигания через сопло Лаваля (11), создают реактивную силу тяги. После окончания горения стартового РДТТ летательный аппарат набирает скорость более 100 м/с, необходимую для начала работы РПД. Далее, топливо (1) с низким содержанием окислителя из топливного отсека, расположенного в центральном теле воздухозаборника (4), по трубопроводу (8) подается в газогенератор (10), где поджигается воспламенителем (7). Вследствие недостаточного количества окислителя газовая смесь разогревается, однако топливо до конца не сгорает и поступает через полупетлевые сопла (12) в камеру дожигания. Поскольку сопла расположены под углом 20-30o, то возникающая при истечении горячей топливной смеси из газогенератора реактивная сила его раскручивает. Попав в камеру дожигания, топливная смесь перемешивается с атмосферным воздухом, поступающим через воздухозаборники, и сгорает. Продукты сгорания через сопло Лаваля истекают в атмосферу, создавая реактивную силу. Литература 1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей -М.: Машиностроение, 1980г., стр.489-494.

Формула изобретения

Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник, отличающийся тем, что вращающийся газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

Ракета воздух-поверхность - Двигатели

22 января 2011

Оглавление:1. Ракета воздух-поверхность2. Классификация3. Конструкция4. Системы наведения5. Двигатели6. Список ракет по странам

Ракеты «воздух-поверхность» оснащаются реактивными двигателями, т.е. двигателями, создающими необходимую для движения ракеты силу тяги посредством преобразования тепловой энергии сгораемого топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. Различают два основных класса реактивных двигателей - ракетные и воздушно-реактивные. Двигатели характеризуют рядом параметров:

  • удельная тяга - отношение создаваемой двигателем тяги к массовому расходу топлива;
  • удельная тяга по весу — отношение тяги двигателя к весу двигателя.

В отличие от ракетных двигателей, тяга которых не зависит от скорости движения ракеты, тяга воздушно-реактивных двигателей сильно зависит от параметров полета - высоты и скорости. Пока не удалось создать универсальный ВРД, поэтому эти двигатели рассчитываются под определенный диапазон рабочих высот и скоростей. Как правило, разгон ракеты с ВРД до рабочего диапазона скоростей осуществляется самим носителем либо стартовым ускорителем.

Характеристика РДТТ ЖРД ПуВРД ТРД ПВРД ГПВРД Рабочий диапазон скоростей, число Маха Удельная тяга, м/с Удельная тяга по весу
не ограничен 0.3-0.8 0-3 1.5-5 >5
2000-3000 2000-4000 ~7000 15000-30000
нет ~100 ~10

Ракетные двигатели

Твердотопливные ракетные двигатели

Аэробаллистическая ракета AGM-69 во время погрузки на борт B-1B.

В ракетном двигателе твёрдого топлива используются твёрдое горючее и окислитель. Благодаря простоте конструкции этими двигателями оснащались первые неуправляемые авиационные ракеты. Первые ракеты «воздух-поверхность» имели большие габариты, поэтому РДТТ проигрывал ЖРД по массо-габаритным характеристикам из-за более низкого удельного импульса. По мере развития данного класса ракет их масса и габариты уменьшались, при условии равенства дальности полета и массы полезной нагрузки, а удельный импульс твердотопливных ракетных двигателей благодаря использованию смесевых топлив возрос до 2800-2900м/с. В этих условиях высокая надежность, возможность долговременного хранения и относительная дешевизна этих двигателей привела к их широкому распространению на ракетах «воздух-поверхность» малой и средней дальности. Применение РДТТ на ракетах большой дальности возможно при применении аэробалистической траектории полета.

Представители ракет

  • ПТРК: «Вихрь» AGM-114 «Hellfire»
  • ПКР: «Gabriel» Mk3 «Penguin» «Экзосет»
  • малой и средней дальности: Х-25 · Х-29 · Х-58 AGM-65 «Maverick»
  • противорадиолокационные: AGM-88 HARM
  • с аэробаллистической траекторией большой дальности: Х-15 AGM-69 SRAM
Жидкостные ракетные двигатели

Ракета Х-22 с ЖРД под фюзеляжем Ту-22М.

В ЖРД используются жидкие топливо и окислитель. В 1940-1950-х годах благодаря отработанной конструкции и более высокому, по сравнению с РДТТ того времени, удельному импульсу, ЖРД стали применяться на первых ракетах «воздух-поверхность» средней и большой дальности. Жидкостным двигателем была оснащена самая первая управляемая ракета «воздух-поверхность» - немецкая Hs 293. Создание твердотопливных двигателей с высоким удельным импульсом привело к постепенному вытеснению жидкостных двигателей с ракет «воздух-поверхность» малой дальности. Эффективное применение жидкостных двигателей на ракетах большой дальности возможно только при использовании высотной траектории полета. В 1960-1970-е годы появились средства дальней противовоздушной и противоракетной обороны. Поэтому на ракетах воздух-поверхность стала применяться энергозатратная низковысотная траектория полета. И вместо жидкостных ракетных двигателей на ракетах большой дальности стали применять воздушно-реактивные двигатели.

Представители ракет

  • Малой и средней дальности: Hs 293 Х-28 AGM-12 Bullpup
  • Большой дальности: КСР-2 · КСР-5 · Х-22 · Х-45

Воздушно-реактивные двигатели

Пульсирующие реактивные двигатели

JB-2 с ПуВРД на старте.

В пульсирующем воздушно-реактивном двигателя сжигание топливо-воздушной смеси в камере сгорания осуществляется циклами-пульсациями. Этот двигатель обладает большим удельным импульсом по сравнению с ракетными двигателями, но уступает по этому показателю турбореактивным двигателям. Существенным ограничением является также то, что этот двигатель требует разгона до рабочей скорости 100 м/с и его использование ограничено скоростью порядка 250 м/с.

Пульсирующий двигатель относительно прост по конструкции и в производстве, поэтому он одним из первых стал применяться на ракетах воздух-поверхность. В 1944 году Германия начала применение ракет «поверхность-поверхность» большой дальности Fi-103 при бомбардировках Великобритании. После захвата союзникам стартовых площадок, немецкие ученые разработали систему воздушного старта данных ракет. Результаты этих разработок заинтересовали США и СССР. Был разработан ряд опытных и экспериментальных образцов. Первоначально основная проблема ракет «воздух-поверхность» заключалась в несовершенстве инерциальной системы наведения, точность которой считалась хорошей, если ракета с дальности в 150 километров попадала в квадрат со сторонами 3 километра. Это привело к тому, что с боезарядом на основе обычного взрывчатого вещества данные ракеты имели низкую эффективность, а ядерные заряды в то же время имели ещё слишком большую массу. Когда появились компактные ядерные заряды, уже была отработана конструкция более эффективных турбореактивных двигателей. Поэтому пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не получили широкого распространения.

Представители ракет

  • Fi-103
  • 10Х · 14Х · 16Х
  • JB-2
Турбореактивные двигатели)

AGM-86 с ТРД в полёте.

Основным отличием турбореактивного двигателя от пульсирующего является наличие компрессора, сжимающего входящий воздух. Компрессор приводится во вращение турбиной, стоящей за камерой сгорания и работающей за счет энергии продуктов сгорания. Такая конструкция позволяет ТРД работать с нулевыми скоростями. При наличии форсажной камеры, эти двигатели применяются на скоростях до 3М. Ограничение связано с тем, что на скоростях в диапазоне 2-3М турбореактивный двигатель не имеет решающих преимуществ по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Начиная со скоростей 2М больший вклад в тягу начинает создавать форсажная камера или специально применяемый второй контур, по конструкции сходный с прямоточным двигателем. Преимущество сверхзвуковго ТРД по сравнению с ПВРД проявляется при необходимости разгона с околонулевых скоростей, что в отличие от ракет «поверхность-поверхность», для ракет «воздух-поверхность» является не столь важным. ТРД достаточно сложны по конструкции и в эксплуатации, имеют большую стоимость, чем РДТТ. Поэтому наибольшее распространение эти двигатели получили на ракетах средней и большой дальности.

Представители

  • КС-1 Комета · Х-35· Х-55 · Х-65
  • AGM-28 · AGM-84 «Гарпун» · AGM-86 · AGM-129 ACM
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели

Х-41 с ПВРД на выставке.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, конструктивно является самым простым ВРД. Существуют ПВРД для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей набегающего потока. Дозвуковые прямоточные двигатели обладают слишком низкими характеристиками по сравнению с ТРД и работоспособны при скоростях набегающего потока больше 0,5М. В силу этого они не получили распространения. В сверхзвуковом ПВРД входное устройство тормозит набегающий поток воздуха до дозвуковой скорости. В камере сгорания происходит смешение воздуха с топливом и его сжигание. Продукты сгорания выходят через сопло. До скоростей порядка 1,5М ПВРД малоэффективен, поэтому на практике на таких скоростях не применяется. Верхний предел скорости 5М связан с понятием теплового барьера для конструкции двигателя. При торможении набегающего потока, попадающего в двигатель, он нагревается. Величину возникающих тепловых нагрузок может дать понятие температуры торможения потока - это температура до которой будет нагрет поток при его торможении до 0 скорости. На высоте 20км и скорости 5М эта величина составит 1730К. Конечно, воздушный поток не тормозится до 0 скоростей и протекающие процессы гораздо сложнее. Но если учесть повышение температуры в камере сгорания двигателя за счет горения топлива, то нагрев получается выше термической устойчивости материалов двигателя. При нагреве материалы теряют свою прочность, поэтому допустимые температуры нагрева для алюминиевых сплавов составляют 400К, для титановых сплавов - 800К, для жаропрочных сталей - 900К. На данный момент даже применение специальных жаропрочных сплавов и покрытий не позволяет создать ПВРД для скоростей набегающего потока выше 5М. Наибольшее распространение получили двигатели для скоростей полета порядка 2-3М. Конструктивно они могут выполняться на жидком топливе или на твердом. Жидкотопливный ПВРД использует топливо и систему его впрыска, сходную с применяемыми на ТРД. В твердотопливном ПВРД используется твердое смесевое топливо из компонентов, сходных с применяемыми для РДТТ. Для ПВРД смесевое топливо изготавливается с недостатком окислителя. При его сгорании получаются продукты сгорания, которые потом, после смешения с поступающим извне воздухом, дожигаются в камере сгорания.

Представители

  • Х-31 · Х-41 «Москит» · Х-61
  • ASMP
Гиперзвуковые прямоточные ракетные двигатели

Макет гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Принцип работы гиперзвукового прямоточного ракетного двигателя, подобен сверхзвуковому прямоточному двигателю. Основным отличием является то, что горение топлива осуществляется не в дозвуковом, а в сверхзвуковом потоке воздуха. Это помогает решить проблему теплового барьера, но влечет за собой значительное удлинение камеры сгорания. Одним из вариантов решения данной проблемы являются ГПВРД с внешним горением, когда камера сгорания отсутствует. В этом случае роль входного устройства, камеры сгорания и сопла играет нижняя поверхность летательного аппарата. Этот тип двигателей является одним из самых сложных в реализации, но сулит громадные перспективы. В СССР этот тип двигателя существовал только на уровне экспериментальных образцов. В США на данный момент ведутся работы по созданию гиперзвуковой ракеты Х-51 в рамках программы Prompt Global Strike.

Просмотров: 14359

www.vonovke.ru

Ракетно-прямоточный двигатель - Справочник химика 21

    Ракетно-прямоточные двигатели (РПД), где ракета разгоняется стартовым ракетным двигателем до скоростей, в несколько раз превышающих скорость звука, после чего включается прямоточный двигатель, в котором процесс горения идет за счет горючего, помещенного в баках [c.7]

    На топливе, состояш,ем из 50%-ной суспензии магния, проводились успешные летние испытания самолета с прямоточным двигателем. Суспензия состояла из 50% 0,6 и 1,5-микронного магния в авиационном керосине ЛР-4 с кажущейся вязкостью 7000 и 8000 сантипуаз. Полеты опытного самолета с прямоточным двигателем и ракетным запуском прошли успешно. [c.142]

    Требования, предъявляемые к топливам для газовых турбин, на первый взгляд весьма близки к рассмотренным выше для прямоточных реактивных двигателей наличие большой энергии, низкий молекулярный вес продуктов сгорания, хорошая воспламеняемость и эффективное стабильное горение. Существенно различаются требования только в отношении температуры сгорания, что обусловлено предельной рабочей температурой неохлаждаемой турбины. Сравнительно низкая температура (примерно в 3—4 раза ниже температуры в камере сгорания прямоточного ракетного двигателя) достигается значительным отклонением состава смеси от стехиометрического, или, другими словами, применением одного компонента в качестве разбавителя и охлаждающей среды. Поскольку рабочая температура в турбине определяется конструктивными факторами, низкий молекулярный вес продуктов сгорания практически утрачивает в этом случае свое значение. Теоретические соображения и опыт показывают, что низкий молекулярный вес продуктов сгорания обычно достигается при работе турбины на богатой смеси. [c.106]

    С. т. прямоточного воздушно-реактивного двигателя растет с увеличением скорости полета. С. т. турбореактивных двигателей с увеличением скорости на малых скоростях немного уменьшается, а затем начинает расти. С. т. жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твердого топлива не зависит от скорости полета. В этом и заключается основное преимущество реактивных двигателей по сравнению с винтомоторными установ- [c.559]

    В современных реактивных двигателях — турбореактивных, прямоточных и жидкостных ракетных двигателях топливо используется для охлаждения двигателя, а в турбореактивных двигателях также и для охлаждения масла двигательной системы. [c.77]

    Предполагается, что энергию атомарной ассоциации, которую можно получить в верхних слоях атмосферы, можно будет использовать в специальных прямоточных ракетных двигателях. При движении ракеты с большой скоростью (в 7—10 раз большей скорости звука) разреженная атмосфера должна поступать в передний диффузор двигателя, где будет сжиматься до 0,5—1 ат за счет скоростного напора и далее попадать в камеру сгорания, где при контакте кислорода с катализатором (газообразным N0 или тяжелыми металлами) должна выделяться энергия за счет ассоциации атомов кислорода в молекулы. [c.202]

    Твердые топлива для ракетно-прямоточного двигателя, представляющего собой органическое сочетание в единой конструкции ракетного и прямоточного двигателя, наряду с высокой теплотворной способностью должны иметь также достаточно высокую собственную тягу. С этой целью необходимо обеспечить высокую температуру продуктов сгорания топлива за счет собственного окислителя и достаточное количество газообразных продуктов сгорания. Поэтому топлива для РПДТ содержат в своем составе значительное количество окислителя. [c.259]

    Топливо FIP-1 (ракетный керосин) рекомендуется дпя ракетного двигателя, например двигателя первой ступени ракетоносителя Аполлон . Реактивные го )ючие JP-6 и JP-1 представляют собой термически стабильные керосины снецпальной очистки. JP-6 рекомендуется для скоростей полета 1800—2400 км/час (тяжелый керосин) для самолетов с прямоточным двигателем и скоростей 2400—3(Ю0 км/час, JP-1 представляет собой горючее с малым содержанием ароматических углеводородов, обладающее высокой по. шотой сгорания. [c.154]

    Разгонная ступень будет состоять из семи баков ракеты Титан и двух двигателей ЖРД Р-1 общей тягой 900 т, работающих на жидком кислороде и керосине. Вторая ступень будет включать три бака ракеты Титан , питающих один двигатель тягой 225 т. Интересным является то, что для разгона тяжелых ракетных систем до высот 15—20 км предполагается применять турбореактивные и прямоточные двигатели, которые обеспечат достижение скорости до 1200 м1сек. Применение разгонных ВРД позволит увеличить полезную нагрузку. [c.32]

    Разгон ракеты весом несколько сотен тысяч тонн осуществляется на участке рельсового пути длиной 20—30 км с помощью мощных турбо-реактив-ных двигателей до скоростей 400—600 м1сек, после чего включаются прямоточные двигатели, которые работают до высоты 15—20 км, затем уже начинают действовать ракетные двигатели. [c.139]

    Практическая необходимость этих исследований, так же как и изучения стоячих детонационных волн, вызвана пониманием того, что обычно воздушно-реактивные двигатели не будут функционировать при больших сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях из-за чрезмерного нагрева. Так как во мноих случаях воздушно-реактивные двигатели обладают экономическими преимуществами перед ракетными, представляет интерес разработка прямоточных реактивных двигателей, которые будут работать при таких высоких скоростях Проекты прямоточ- [c.225]

    Прямоточный ВРД СОСТОИТ из входного диффузора, топливного коллектора с форсунками, камеры сгорания с зажигающим устройством и стабилизатором и выходного сопла. ПВРД не имеет статической тяги. Для запуска ПВРД ему надо сообщить определенную скорость при помощи ракетного ускорителя. Набегающий поток воздуха тормозится в диффузоре двигателя, что увеличивает статическое давление и повышает температуру сжатого воздуха. Топливо через форсунки топливного коллектора впрыскивается в поток воздуха обычно навстречу потоку. В отличие от ТРД в ПВРД имеется зона смесеобразования, ограниченная расстоянием от коллектора до стабилизатора. В этой зоне подготовляется топливно-воздушная смесь. За стабилизатором топливно-воздушная смесь воспламеняется и сгорает. Скорость вытекающих газов превышает скорость набегающего потока воздуха. Получающийся при этом прирост количества движения создает реактивную тягу двигателя. [c.127]

    Изучение физико-химических и термохимических свойств алюминийалкилов позволило зарубежным исследователям выявить возможность их применения для создания новых или повышения эффективности известных топливных систем ракетных и реактивных двигателей. Имеются сообщения, что триметилалюминий служит хорошим компонентом топливной системы для предотвращения заглохания в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, а его 15—20%-ные растворы в различных реактивных топливах обеспечивают надежное воопламенение на больших высотах [16]. Указывается также, что со смесями пропан — воздух и керосин— воздух триметил- и триэтилалюминий обеспечивают очень небольшое запаздывание зажигания при исключительно низком температурном пределе зажигания. Использование алюминийалкилов в качестве самостоятельных топлив позволяет значительно повысить эффективность топлива. При этом оно обеспечивает большую мощность при меньших соотношениях топливо — воздух, чем углеводородные топлива [1, 14, с. 81 17—19]. В результате применения в качестве топлива низших алюминийалкилов массу ракетного устройства можно уменьшить на 60% [20, 21]. Особенно перспективна смесь, состоящая из 20% алюминийалкила и 80% жидкого пропилена. Как указывают авторы [22], она удобна при использовании дистанционного контроля зажигания, например, для запуска реактивных двигателей, даже при очень низких температурах. Эти соединения более экономичны и подвижны, чем ранее используемая смесь соединений щелочных металлов [14, с. 82]. Имеются сведения, что скорость распространения пламени у триметил- и триэтилалюминия во много раз больше, чем у углеводородных топлив, и горят такие топлива в три раза быстрее, чем обычные ракетные топлива на углеводородной основе [21]. [c.238]

chem21.info