Энциклопедия по машиностроению XXL. Реактивные подводные двигатели


Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям для подводных ракет. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет содержит камеру, включающую цилиндрический корпус, заряд твердого топлива, воспламенитель, сопловой блок, патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, с нанесенным изнутри теплозащитным покрытием, переключатель режима работы двигателя, выполненный в виде отдельного блока, и электрокоммуникации, проходящие через двигатель. Корпус камеры разъемно скреплен с передним днищем и задним шпангоутом. Заряд твердого топлива выполнен в виде заряда торцевого горения, размещен в камере и бронирован по наружной поверхности. Корпус камеры выполнен двухслойным, состоящим из внешней цилиндрической обечайки и внутренней, снабженной кольцевыми ребрами, неразъемно соединенными с ней, в каждом из которых выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении. В переднем днище и заднем шпангоуте проложены каналы, ориентированные в том же сечении, что и продольные прорези в ребрах, образуя сквозной продольный коммуникационный паз, внутри которого проложены электрокоммуникации. Сопловой блок выполнен цилиндрическим и оснащен двумя последовательно установленными вкладышами, имеющими разный диаметр критических сечений. Вкладыш с наименьшим диаметром критического сечения выполнен с возможностью его сброса и зафиксирован в корпусе соплового блока с помощью стопорного устройства, например шарикового замка. Патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, оснащен кожухом, установленным с зазором вокруг патрубка и разъемно герметично соединенным со шпангоутом камеры. Полость зазора на входе сообщена с окружающей средой при помощи ряда сквозных отверстий в шпангоуте, ориентированных под углом 60° к оси двигателя. Изобретение позволяет повысить эффективность противолодочных ракет, упростить их конструкцию, а также расширить область использования таких ракет, обеспечивая возможность их применения как с авиационных носителей, так и из транспортно-пусковых контейнеров надводных и подводных кораблей. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано в подводных противолодочных ракетах.

Известны ракетные двигатели на твердом топливе для авиационных противолодочных ракет (Е.С.Шахиджанов, А.Ф.Мяндин. "Реактивные двигатели на твердом топливе для подводных скоростных и высокоскоростных ракет". Сборник статей по проблемам движения тел в жидкости с большими скоростями. ЦАГИ, М., 2002, стр.86-88).

Известные двигатели на твердом топливе для авиационных противолодочных ракет содержат камеры, заряды твердого топлива торцевого горения, размещенные в камерах, элементы крепления зарядов в камере, сопловые блоки, теплозащитные покрытия.

Известен ракетный двигатель на твердом топливе для авиационных противолодочных ракет (М.П.Лисичко. "Авиационная противолодочная ракета АПР-2Э". М.: "Военный парад"; №3, 4 (март-апрель) 1996 г.; стр.100-101, 165, содержащий камеру, состоящую из корпуса в виде однослойной обечайки размером в калибр двигателя (он же калибр подводной ракеты), переднее днище и задний шпангоут. В камере размещены заряд твердого топлива торцевого горения с воспламенительным устройством, элемент крепления заряда к переднему днищу камеры. Сопловой блок вынесен. Снаружи обечайки камеры и корпуса ракеты монтирован гаргрот, внутри которого размещены электрокоммуникации, проходящие из кормовой части в головную. Гаргрот выходит за пределы ракеты и калибра, что, во-первых, приводит к увеличению гидродинамического сопротивления и, во-вторых, влечет за собой трудности по размещению ракеты с данным двигателем в транспортно-пусковых контейнерах надводных и подводных кораблей, что сужает область применения противолодочных ракет данного типа. Расположенный снаружи корпуса ракеты и обечайки двигателя гаргрот к тому же усложняет конструкцию ракеты, так как требует наличия герметичных вводов для электрокоммуникации.

Ракетный двигатель на твердом топливе для авиационной противолодочной ракеты АПР-2Э является наиболее близким техническим решением, и он выбран в качестве прототипа. Двигатель-прототип не имеет системы переключения режимов работы для изменения тяги, что снижает эффективность применения ракеты.

Изобретением решается задача повышения боевой эффективности противолодочных ракет, упрощения их конструкции и расширения области их использования (предлагаемый ракетный двигатель на твердом топливе может применяться не только в авиационных противолодочных ракетах, но и в подводных противолодочных ракетах, размещаемых в транспортно-пусковых контейнерах надводных и подводных кораблей).

Для достижения этого технического результата в предлагаемом ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем камеру, включающую цилиндрический корпус, разъемно скрепленный с передним днищем и задним шпангоутом, размещенный в ней бронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива торцевого горения, воспламенитель, тарель крепления заряда к переднему днищу, теплозащитное покрытие, отнесенный сопловой блок, патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, переключатель режима работы двигателя, электрокоммуникации, корпус камеры выполнен двухслойным, состоящим из цилиндрических внешней и внутренней обечаек, из которых внутренняя обечайка снабжена кольцевыми ребрами, неразъемно скрепленными с ней.

Зазор между наружной и внутренней обечайками дает возможность проложить электрокоммуникации, обеспечивающие связь системы управления, размещенной в головной части ракеты, с исполнительными механизмами, расположенными в ее кормовой части (например, электрический рулевой привод). Зазор между оболочками обечайки обеспечен кольцевыми ребрами, жестко скрепленными с внутренней оболочкой обечайки, при этом в ребрах выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении, а в переднем днище и заднем шпангоуте камеры проложены продольные каналы, ориентированные в том же сечении, что и прорези в кольцевых ребрах, образуя сквозной продольный коммуникационный паз, в котором и размещены электрокоммуникации.

Сопловой блок снабжен вкладышами с различными площадями критических сечений, причем вкладыш с меньшей площадью критического сечения выполнен с возможностью сброса его и снабжен стопорным устройством, выполненным, например, в виде шарикового замка. Разблокировка стопорного устройства осуществляется переключателем режимов работы двигателя.

Патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, оснащен кожухом, охватывающим его и установленным с зазором между кожухом и патрубком, в полость которого поступает вода, охлаждая патрубок и сопловой блок.

На выходе из соплового блока установлена отделяемая, герметично соединенная с ним крышка.

Предлагаемый ракетный двигатель на твердом топливе иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1, 2.

На фиг.1 показан общий вид ракетного двигателя на твердом топливе для подводных ракет. На фиг.2 показан продольный разрез соплового блока двигателя.

Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет (фиг.1) содержит камеру, включающую корпус, разъемно скрепленный с передним днищем 3 и шпангоутом 6, размещенный в камере бронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива 1 торцевого горения, воспламенитель 2, патрубок 7, сопловой блок 9, кожух 8, установленный с зазором вокруг патрубка 7 и разъемно скрепленный со шпангоутом 6; переключатель режима работы двигателя, расположенный над кожухом 8, выполненный в виде отдельного блока, состоящий из пиропатрона 15, ввернутого в раздаточную коробку 22, к которой пристыкован газоход 16, соединенный с устройством, выполненным, например, в виде шарикового замка, отделяемую герметизирующую крышку 21, монтированную на срезе соплового блока 9.

Патрубок состоит из конической части, которая разъемно пристыкована к шпангоуту 6, и цилиндрической, скрепленной с сопловым блоком 9. Коническая часть патрубка, будучи разъемно пристыкованной к шпангоуту 6, формирует заднее днище камеры предлагаемого двигателя.

На внутренние поверхности камеры 3, патрубка 7 и соплового блока 9 (фиг.1, фиг.2) нанесено теплозащитное покрытие. Корпус камеры выполнен в виде двухслойной обечайки, имеющей цилиндрическую наружную оболочку 5 и внутреннюю 4, снабженную кольцевыми ребрами 12, неразъемно скрепленными с ней.

В ребрах 12 выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении, а в переднем днище 3 и шпангоуте 6 проложены продольные каналы, ориентированные в том же сечении, что и прорези в ребрах 12, формируя сквозной продольный коммуникационный паз, в котором расположены электрокоммуникации 13, проходящие через двигатель. Общее число продольных коммуникационных пазов, расположенных симметрично в поперечном сечении, не превышает трех, при этом ширина прорези в ребрах 12 составляет 0.101d. Наружный диаметр корпуса камеры равен калибру ракеты. Кольцевые ребра для обеспечения прочности от внутреннего давления и устойчивости к внешнему давлению имеют ширину, равную 0.0625d, а расстояние между ними равно 0.142d. Сопловый блок (фиг.1, фиг.2) выполнен цилиндрическим, разъемно состыкованным с патрубком 7, имеет наружный диаметр d1, равный 0.24d, внутренний диаметр (d2) составляет 0.1 калибра двигателя d (он же калибр ракеты). Он оснащен двумя последовательно расположенными вкладышами 10, 11 из жаростойкого материала, имеющими различные площади критических сечений. Отношение диаметров критических сечений dkp2 к dkp1 составляет 1.5.

Вкладыш 11 (с меньшим критическим сечением dkp1) выполнен с возможностью его отделения (сброса) и застопорен в корпусе соплового блока с помощью стопорящего (фиксирующего) устройства, выполненного в виде, например, шарикового замка.

Шариковый замок (фиг.2) имеет наружное кольцо 18, срезаемые штифты 19, сферические шарики замка 20.

Кожух 8, расположенный с зазором вокруг корпуса патрубка 7, соединяющего сопловой блок с камерой, с одной стороны пристыкован к шпангоуту 6, с другой установлен на 4-х продольных выступах, смонтированных на корпусе патрубка 7.

Полость зазора сообщена с обеих сторон с окружающей средой. Со стороны входа эта полость сообщена с полостью отверстий 14, выполненных в шпангоуте 6 и ориентированных к оси двигателя под углом α, равным 60°. При движении ракеты отверстия несут функцию статических водозаборников. Вода, проходя по зазору между кожухом 8 и патрубком 7, охлаждает патрубок 7 и корпус соплового блока 9. Дополнительное охлаждение корпуса соплового блока и вкладышей 10, 11 происходит при протекании воды по кольцевому каналу воды, отбираемой из окружающей среды через отверстия 23.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

Вначале снаряжается двигатель, прокладываются электрокоммуникации 13, устанавливается переключатель режимов работы, патрубок 7 с кожухом 8, сопловой блок 9, фиксирующее устройство (шариковый замок).

Собранный двигатель состыковывается с отсеками подводной ракеты и представляет собой автономный отсек ракеты, который имеет не только механическую связь с ракетой, но и электрическую: для задействования пиропатронов переключателя режима работы двигателя и воспламенителя 2. Запуск предлагаемого двигателя осуществляют с помощью воспламенителя 2 подачей напряжения на его пиропатрон.

Известно, что воспламенитель изготавливается из легко сгораемого материала, содержит пиропатрон и пороховую навеску. Форс огня из воспламенителя, направленный на открытый торец заряда 1, осуществляет поджог заряда твердого топлива. Давление в камере возрастает и им отбрасывается в окружающую среду крышка 21.

Продукты сгорания твердого топлива истекают через сопло вкладыша с диаметром dkp1, создавая потребную тягу, обеспечивающую заданную скорость движения. Канал электрической связи с пиропатроном воспламенителя 2 после срабатывания пиропатрона отключается автоматикой борта ракеты.

При необходимости оперативного изменения тяги двигателя (режима работы двигателя) вкладыш 11 с меньшим диаметром критического сечения dkp1 выполнен с возможностью его отделения (сброса) и зафиксирован в корпусе соплового блока стопорным (фиксирующим) устройством, выполненным, например, в виде шарикового замка (фиг.2). Переключение режима работы двигателя происходит в следующей последовательности. По команде из системы управления подводной ракеты подается электрический сигнал на срабатывание пиропатрона 15, газ высокого давления от которого поступает в раздаточную коробку 22, а из нее по газоходу 16 подается в кольцевую полость 17 (фиг.2). Под воздействием газа высокого давления кольцо 18 перемещается в сторону среза соплового блока, срезая штифты 19. Шарики 20 замка освобождаются. Давлением продуктов сгорания вкладыш 11 выбрасывается наружу, в окружающую среду.

Сопловой вкладыш 10 с большим размером критического сечения dkp2, будучи жестко скрепленным с корпусом соплового блока, обеспечивает работу двигателя с меньшим давлением в камере.

Так как сопротивление движению у подводной ракеты пропорционально квадрату скорости, а величина тяги больше или равна сопротивлению, то изменение тяги ведет к изменению скорости движения, что играет существенную роль для повышения эффективности боевого применения ракеты.

Исключение операций по монтажу гаргрота, имеющего место в двигателе-прототипе, позволяет не только упростить конструкцию, но и улучшить гидродинамические характеристики подводной ракеты, а также расширить область ее применения.

1. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет, содержащий камеру, включающую цилиндрический корпус, разъемно скрепленный с передним днищем и задним шпангоутом, размещенный в камере бронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива торцевого горения, воспламенитель, сопловой блок, патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, с нанесенным изнутри теплозащитным покрытием, переключатель режима работы двигателя, электрокоммуникации, проходящие через двигатель, отличающийся тем, что в нем корпус камеры выполнен двухслойным, состоящим из внешней цилиндрической обечайки и внутренней, снабженной кольцевыми ребрами, неразъемно соединенными с ней, в каждом из которых выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении, а в переднем днище и заднем шпангоуте проложены каналы, ориентированные в том же сечении, что и продольные прорези в ребрах, образуя сквозной продольный коммуникационный паз, внутри которого проложены электрокоммуникации; сопловой блок выполнен цилиндрическим и оснащен двумя последовательно установленными вкладышами, отношение диаметров критических сечений которых равно 1,5, причем вкладыш с наименьшим диаметром критического сечения выполнен с возможностью его сброса и зафиксирован в корпусе соплового блока с помощью стопорного устройства, например, шарикового замка; патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, оснащен кожухом, установленным с зазором вокруг патрубка и разъемно герметично соединенным со шпангоутом камеры, при этом полость зазора на входе сообщена с окружающей средой при помощи ряда сквозных отверстий в шпангоуте, расположенных под углом 60° к оси двигателя; переключатель режима работы двигателя выполнен в виде отдельного блока.

2. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по п.1, отличающийся тем, что в нем кольцевые ребра выполнены шириной 0,0625 от калибра двигателя (d), а расстояние между ними равно 0,141d.

3. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что ширина прорези в кольцевых ребрах составляет 0,101d.

4. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что число образованных сквозных продольных коммуникационных пазов, симметрично расположенных в поперечном сечении, не превышает трех.

5. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по п.1, отличающийся тем, что наружный диаметр цилиндрического соплового блока 0,24 от калибра двигателя d, а внутренний диаметр 0,1d.

6. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по п.1, отличающийся тем, что переключатель режима работы двигателя включает пиропатрон, раздаточную коробку, газоход, на входе соединенный с раздаточной коробкой, а на выходе - со стопорным устройством.

www.findpatent.ru

Реактивные двигатели

РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

XX век часто называют веком реактивной техники — так велика ее роль в наше время. И действительно, реактивная техника — это и мощный реактивный военно-воздушный флот, и разнообразное ракетное оружие, и надводные и подводные суда, движимые с помощью так называемых гидрореактивных двигателей, и, наконец, венец развития техники — гигантские космические ракеты.

Но каким бы сложным, мощным и совер­шенным ни был любой современный реактив­ный двигатель, в его основе лежит тот же прин­цип, что и в первых пороховых ракетах (см. ст. «Ракеты, космические корабли, космодро­мы»). Это принцип прямой реакции, принцип создания движущей силы (или тяги) в виде реакции (или отдачи) струи вытекающего из двигателя «рабочего вещества», обычно раска­ленных газов.

Теперь пороховой реактивный двигатель лишь один из представителей многочисленного семейства реактивных двигателей. Взгляните на могучее «генеалогическое дерево» этого се­мейства (см. рис. на стр. 437). Много на нем

крепких ветвей — это двигатели, уже получив­шие широкое применение. Немало и скромных побегов — служба этих двигателей еще впереди.

Вот в самом низу «дерево» делится на две главные «ветви». Одна из них — воздуш­но-реактивные двигатели, дру­гая — ракетные двигатели. Чем же различаются эти «ветви», эти два типа двига­телей?

Различие очень важное, принципиальное, Воздушно-реактивные двигатели используют для своей работы воздух атмосферы, кислород которого им нужен для того, чтобы с его по­мощью сжигать горючее. Ясно поэтому, что такие двигатели не могут работать на очень больших высотах, где воздух разрежен, и уж тем более в межпланетном пространстве. Ракет­ные же двигатели не нуждаются в воздухе, их топливо содержит в себе все необходимое для сгорания — и горючее, и окислитель.

Познакомимся сначала с двигателями одной «ветви» — воздушно-реактивными. Мы видим, что она в свою очередь тоже делится на две «ветви». Одна, более мощная, — это газотур-

436

437

бинные воздушно-реактивные двигатели, другая, поменьше и покороче,— бескомпрессорные воздушно-реактивные двига­тели. В чем же различие этих двух групп?

В любом воздушно-реактивном двигателе внутрь двигателя втекает атмосферный воздух, а из двигателя наружу вытекают продукты сго­рания — раскаленные газы. Газы вытекают с гораздо большей скоростью, и именно эта разница скоростей и является причиной тяги, развиваемой двигателем. Чем больше скорость вытекающих газов, тем больше и сила тяги. Но как можно заставить газы вытекать со все большей скоростью? Для этого, очевидно, нуж­но создать в двигателе повышенное давление. По тому, как создается в двигателе повышенное дав­ление, и отличаются друг от друга газотурбинные и бескомпрессорные воздушно-реактивные дви­гатели.

Наиболее естественный способ получения давления — это, очевидно, сжатие поступаю­щего в двигатель воздуха в специальной маши­не — компрессоре. Так именно обстоит дело в любом газотурбинном двигателе. Обязатель­ной составной частью такого двигателя являет­ся какой-нибудь компрессор, приводимый в движение газовой турбиной. Она работает на продуктах сгорания топлива в двигателе. Поэтому такие двигатели и называют газотур­бинными реактивными или просто турбо­реактивными.

Самолеты с этими двигателями летают ныне со скоростями, в 2—3 раза превышающими скорость звука, покрывают без посадки многие тысячи километров, забираются на высоты бо­лее 30 км. Среди турбореактивных двигателей имеются и небольшие, с тягой всего в десятки килограммов, и сверхмощные, тяга которых достигает многих тонн.

Существует множество разных типов и кон­струкций турбореактивных двигателей. Вот, например, на нашем «дереве» изображен дви­гатель с центробежным компрессором — боль­шой крыльчаткой, т. е. колесом с лопастями. Лет 15 назад большинство самолетных турбо­реактивных двигателей имело именно такой компрессор, но сейчас они используются лишь на двигателях сравнительно небольшой тяги.

Это объясняется тем, что победителем ока­зался конкурент центробежного — осевой ком­прессор, в котором вместо одной большой крыльчатки на вращающемся валу имеется ряд колес с лопатками. Эти колеса вращаются меж­ду рядами таких же неподвижных лопаток — воздух сжимается при движении не по радиусам колеса, а вдоль его оси. Преимущество осевого компрессора заключается в том, что в нем воздух может быть сжат сильнее (для этого нужно установить больше отдельных колес с лопатками — ступенями компрессора) и, главное, количество сжимаемого воздуха может быть гораздо больше при том же диа­метре. А чем больше воздуха протекает через двигатель, тем больше и его тяга, величина которой определяет возможную скорость по­лета.

Теперь обратите внимание на ветку, отпоч­ковавшуюся на рисунке в сторону от турбо­реактивных двигателей. На ней написано — двухконтурные турбореактивные двигатели, или, как их еще называют, турбо­вентиляторные. Они получают в по­следнее время все более широкое применение в авиации, так как оказываются очень выгод­ными при больших дозвуковых скоростях по­лета, порядка 900—1000 км/час. Отличаются они от обычных турбореактивных двигателей тем, что имеют снаружи еще один, кольцевой, канал, или контур, по которому течет воздух, сжимаемый высоконапорным вентилятором. Поэтому из двигателя вытекают наружу сразу две струи — внутренняя раскаленная газовая и наружная струя холодного воздуха. Скорость истечения газов при той же затрате топлива несколько меньше, но зато объем вытекающих из двигателя газов значительно больше, чем в обычном турбореактивном двигателе. Такое сочетание оказывается более выгодным при дозвуковой скорости полета, так как самолет, затратив то же количество горючего, может совершить более дальний перелет.

Надо также сказать и еще об одной ве­точке, отходящей от ветви газотурбинных двигателей,— о так называемых турбовин­товых двигателях. Эти двигатели, по существу, не реактивные, тяга в них создает­ся в основном не реактивной струей, а воз­душным винтом, приводимым во вращение тур­биной. Такие двигатели очень широко приме­няются в гражданской авиации — кто не слы­шал о самолетах ИЛ-18 или ТУ-114!

Итак, в газотурбинных двигателях сжатие воздуха, как мы убедились, осуществляется компрессорами разного типа. А как это делает­ся в бескомпрессорных двигателях? По-раз­ному. В одних, так называемых пульси­рующих, давление в камере сгорания повы­шается потому, что при вспышке топлива спе­циальные клапаны закрываются и изолируют камеру от атмосферы. А в прямоточных

438

двигателях даже и клапанов нет. Сжатие воз­духа происходит здесь в результате торможе­ния встречного потока забортного воздуха, который с большой скоростью попадает внутрь двигателя, т. е. на сжатие затрачивается кине­тическая энергия этой воздушной струи. Само­лет с таким двигателем не может сам осущест­вить взлет, ведь, чтобы встречный поток воз­духа создал давление, аппарат надо сначала разогнать. Поэтому на самолет с прямоточным двигателем ставится еще один двигатель, рабо­тающий только при взлете. Но при больших сверхзвуковых скоростях полета прямоточный двигатель оправдывает эти дополнительные расходы.

В основном прямоточные двигатели сейчас применяются на беспилотных управляемых снарядах. Но одно, несколько своеобразное применение они уже нашли и в авиации — в так называемых турбопрямоточных двига­телях. Этот двигатель можно назвать гиб­ридным — он представляет собой сочетание двигателей различного типа. В нем прямоточ­ный двигатель устанавливается за турбореак­тивным и его называют форсажной камерой. Он работает только при необходимости крат­ковременного увеличения тяги, или форсажа, турбореактивного двигателя. Для этого в по­ток газов, вытекающих из турбореактивного двигателя и содержащих еще большое коли­чество свободного кислорода, впрыскивается топливо. Температура газов и скорость их истечения, а значит, и тяга двигателя при этом резко возрастают. Форсажная камера стала едва ли не обязательной частью всех современ­ных мощных турбореактивных двигателей.

Однако пора вспомнить и о второй главной ветви — ракетных двигателях. Эта ветвь также делится на две: одна из них — пороховые двигатели, или двигатели твердого топ­лива; другая — жидкостные ракет­ные двигатели. Различие здесь, как говорят сами названия, в характере топлива.

Устройство порохового двигателя очень просто. В его камере находится заряд твердого топлива. После воспламенения он сгорает, рас­каленные газы вытекают через реактивное сопло наружу, создавая тягу. Простота, малый вес, постоянная готовность к действию делают дви­гатели твердого топлива очень привлекатель­ными, несмотря на недостатки — невозможность остановки, трудность регулирования величины тяги и т. д. В качестве авиационных двигатели твердого топлива применить нельзя, но они начинают пользоваться все большей популярностью не только в ракетной артиллерии (здесь-то они применяются давно и с большим успехом — вспомните хотя бы прославленные «катюши»), но и в дальней и даже в косми­ческой ракетной технике.

Недостатков, характерных для этих двига­телей, лишен изобретенный К. Э. Циолковским жидкостный ракетный двигатель. Он работает на топливе, состоящем обычно из двух разных жидкостей — горючего и окислителя, которые подаются в двигатель и там сгорают. Ясно, что изменением подачи топлива можно легко регу­лировать величину тяги двигателя, а прекра­тив подачу, полностью его выключить. Но зато жидкостный двигатель намного сложнее поро­хового — он нуждается в системе подачи топ­лива, различных регуляторах, системе охлаж­дения и т. д.

Хотя жидкостный ракетный двигатель и устанавливается иногда на самолетах в каче­стве основного, его применение ограничено тем, что он расходует в 10—15 раз больше топлива на 1 кг тяги, чем турбореактивный. Это не уди­вительно — ведь турбореактивный пользуется окислителем из атмосферы, а не запасенным на борту самолета. Поэтому самолеты с ракет­ным двигателем способны совершать лишь крат­ковременный полет — запаса топлива хватает лишь на несколько минут работы двигателя на полной тяге. Но зато с помощью этих дви­гателей уже удалось достичь высоты около 100 км и скорости полета около 6700 км/час] Правда, для этого самолет с ракетным двига­телем пришлось заносить на большую высоту с помощью другого, тяжелого самолета с турбо­реактивными двигателями.

Но, конечно, главное применение жидкост­ного двигателя- иное. Это он переносит на мно­гие тысячи километров тяжелые баллистиче­ские ракеты, выводит на орбиты искусствен­ные спутники, направляет автоматические меж­планетные станции к их далеким целям. Эти двигатели, развивающие мощность в миллионы лошадиных сил, уже позволили осуществить полеты летчиков-космонавтов.

Их ждет большое будущее в дальнейшем штурме космоса.

Наш рассказ о современных реактивных двигателях был бы неполным без упоминания о двигателях совершенно нового типа, привле­кающих к себе большое внимание в последние годы. Это так называемые электриче­ские ракетные двигатели. Прав­да, в эксплуатации подобных двигателей еще почти нет (единственный пока пример — плаз-

439

менные электрические ракетные двигатели, уста­новленные на советской автоматической межпла­нетной станции «Зонд-2)», но работы над ними ведутся. В этих двигателях уже не повышен­ное давление газа создает движущую реак­тивную струю, а электрические и магнитные поля. По-разному устроены двигатели этого типа — ионные, плазменные, дуговые, но во всех них используется чудесная сила электри­чества, позволяющая получить огромную ско­рость истечения, невозможную для реактив­ных двигателей любого другого типа. А ведь чем больше скорость истечения, тем меньше топлива расходуется на получение той же тя­ги и тем больше могут быть полезный груз и скорость ракеты.

Правда, в отличие от обычных ракетных двигателей, тяга которых достигает теперь со­тен тонн, электрические двигатели слабосиль­ны, они развивают тягу в граммы, от силы в

килограммы. Поэтому для взлета с Земли они непригодны. Но в космосе даже малая сила способна разогнать корабль до огромной ско­рости, если она действует достаточно долго. Все это дает основание предположить, что электрические двигатели будут установлены на многих космических летательных аппаратах будущего.

К двигателям космических кораблей буду­щего следует отнести и фотонный дви­гатель, в котором реактивная сила должна образовываться не веществом, вытекающим из двигателя, а отбрасываемым им светом. А по­скольку скорость света (300 тыс. км/сек) — это наибольшая возможная в природе скорость, фотонные двигатели могут стать едва ли не единственным средством осуществления полетов к звездам. Однако пока фотонные двигатели — это еще почти фантастика, правда, фантастика вполне научная.

РАКЕТЫ, КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ, КОСМОДРОМЫ

Мы познакомились уже со многими видами транспорта, и древними, и молодыми, а теперь настала очередь рассказать о зарождающемся ракетном и космическом транспорте. Читатель может спросить: разве ракета — транспорт­ное средство? Чтобы ответить на этот вопрос, вспомним, что собой представляют ракеты, где и как они используются.

История ракет имеет тысячелетнюю дав­ность. Первые ракеты представляли собой бам­буковые или бумажные трубки, заполненные порохом — твердым, быстро сгорающим горю­чим веществом. Эти трубки были открыты только с одного конца. Когда порох сгорал, продукты его сгорания — раскаленные газы — вытекали с большой скоростью через это отвер­стие. Реактивная сила, создаваемая струей, заставляла ракету лететь с большой скоростью (см. ст. «Реактивные двигатели»).

Скорее всего, вначале ракеты были свое­образной игрушкой — они так красиво про­черчивали ночное небо огненной дугой. Позд­нее их стали использовать и в качестве ору­жия — «огненных стрел». Ведь струя порохо­вых газов, вытекающих из ракеты, легко под­жигала соломенную крышу или деревянное строение.

Потом появились ракеты, которые, кроме движущего рабочего заряда пороха, несли и специальный фейерверочный или сигнальный состав. Так появились ракеты — увеселитель­ные огни, сигнальные и разные другие. Сле­дующим шагом было превращение ракеты в боевой снаряд — вместо фейерверочного со­става она стала нести на себе боевую головку с фугасным зарядом, шрапнелью и др. В начале нынешнего века были созданы ракеты, рабо­тающие не на твердом топливе — порохе, а на жидком. Это замечательное изобретение при­надлежит основоположнику современной ра­кетной техники — К. Э. Циолковскому. Воз­можности ракет сразу неизмеримо выросли.

Основные части любой ракеты — это баки или другое вместилище для топлива и дви­гатель (в пороховой ракете топливо размещено непосредственно в самом двигателе). Что ка­сается типа двигателя, вида топлива и различ­ного, иной раз очень сложного оборудования, то все это зависит от конкретного назначения ракеты. А назначение всякой ракеты — достав­ка какого-либо полезного груза в определен­ное место. Конечно, пока еще редко ракета служит для транспортировки людей или гру­зовых перевозок, хотя и такие примеры уже

440

Принципиальная схема устройства одноступенчатой ра­кеты.

441

Таковы траектории полета ракеты и самолета.

есть. Обычно полезным грузом ракет являются различные научные приборы, капсула с лет­чиком-космонавтом, тот же фейерверочный со­став и др. А наши могучие ракеты-защитники, стоящие на страже мира, готовые дать отпор любому агрессору, несут на себе боевые голов­ки. Но в любом случае мы можем говорить, что главное назначение любой ракеты — до­ставить свой груз к цели на большую высоту, в космос, на терпящий бедствие корабль, не­приступную горную вершину, в расположение противника. Теперь вы и сами видите, что ра­кета замечательное транспортное средство. И мы знаем, наступит время, когда ракетные пассажирские, грузовые или почтовые перевоз­ки станут столь же обычными, как теперь авиационные или железнодорожные.

Никакой другой вид транспорта не может сравниться с ракетным по скорости, дальности и высоте полета. Действительно, кому еще под силу, кроме ракеты, переброска груза на рас­стояние в 10 000 км за полчаса или доставка его на Луну? Конечно, подобные задачи по плечу и не любой ракете. Чтобы ее скорость была большой, полет дальним и точным, по­лезный груз значительным по весу, ракету приходится снабжать мощными двигателями, точной и высокосовершенной системой управ­ления (т. е. рулями и средствами приведения их в действие), навигационным оборудованием и различными другими устройствами. И, что, пожалуй, самое существенное, в этих случаях простая ракета превращается в целый ракет­ный поезд, как назвал составную или много­ступенчатую ракету предложивший ее впер­вые К. Э. Циолковский.

Идея ракетного поезда очень проста; она заключается в том, что опустевшие баки из-под

топлива и двигатели, работавшие на этом топ­ливе, отделяются от ракеты. Ясно, что затрата топлива на разгон уменьшенной и облегченной ракеты оказывается меньшей, а конечная ско­рость ракеты существенно большей.

При взлете ракетного поезда сначала рабо­тают двигатели первой ступени, т. е. задней ракеты, входящей в цепочку. Эта ракета уно­сит весь поезд на определенную высоту и отде­ляется. Затем включаются двигатели следую­щей, второй, ступени • и так далее, пока не останется только одна, верхняя, ступень. Таким образом, ракетный поезд как бы посте­пенно «тает» в полете. В таком поезде весь полезный груз должен находиться, конечно, в самом переднем «вагоне».

Особенно важно применение составных ра­кет для штурма космоса. Ведь чтобы вывести на орбиту искусственный спутник Земли, ра­кета должна достичь первой космической скорости и второй космической скорости, чтобы преодолеть земное тяготение и уйти в межпла­нетный полет (см. ст. «Человек вышел в кос­мос» в т. 2 ДЭ).

За годы, прошедшие с начала космической эры, т. е. с момента запуска первого советского I искусственного спутника Земли 4 октября 1957 г., в космос выведены сотни космических аппаратов различного назначения, разных раз­меров и форм. И с каждым запуском они ста­новились все больше, все мощнее, а их обору­дование • сложнее. Но, конечно, особенно памятны всему человечеству космические ко­рабли-спутники «Восток», на которых был со­вершен первый космический облет Земли Ю. Га­гариным, первый суточный космический полет Г. Титова, первый многодневный групповой полет А. Николаева и П. Поповича, рекорд­ный полет В. Быковского, первый полет жен­щины-космонавта В. Терешковой. Эти кораб­ли — свидетельство огромных достижений со­ветской космической науки и техники: по своим размерам и весу, по безопасности полета и удоб­ствам для космонавта, по приборному осна­щению и точности приземления. В кабине ко­рабля «Восток» во время полетов поддержи­вался искусственный климат, наиболее удоб­ный, привычный и приятный для космонавта,— давление, температура и влажность воздуха. Обеспечивались подача кислорода и удаление углекислого газа и других вредных веществ.

Огромной победой советской техники было создание космических аппаратов с автономным управлением. Это были автоматические устрой­ства «Полет-1» и «Полет-2».

442

Внутренний вид кабины корабля-спутника «Во­сток» : 1 — пульт пилота; 2 — приборная доска с глобусом; 3 — телевизионная камера; 4 — иллюминатор с оп­тическим прибором; 5 — ручка управления ориен­тации корабля; в — ра­диоприемник; 7 — кон­тейнер с пищей.

12 октября 1964 г. мощная ракета-носитель нового типа вывела на околоземную орбиту пилотируемый космический корабль «Восход». На его борту находился экипаж из трех чело­век: командира корабля летчика-космонавта ин­женер-полковника В. М. Комарова, научно­го сотрудника космонавта К. П. Феоктистова и врача-космонавта Б. Б. Егорова.

Так, впервые в истории человечества в кос­мос была послана целая научная экспедиция, коллектив которой мог не только управлять кораблем, но и совместно вести научную работу в области космонавтики и биологии.

Космический корабль «Восход» отличался от кораблей-спутников типа «Восток» не только размерами, позволившими поместить в нем — впервые в мире!— сразу трех космонавтов. Еще более высокая степень надежности дала возможность трем героям-космонавтам совер­шить полет без скафандров. Кроме того, кос­мический корабль «Восход» был снабжен спе­циальной системой, обеспечившей ему «мяг­кую» посадку. Это значит, что скорость кораб­ля-спутника в момент соприкосновения с почвой была очень небольшой, почти равной нулю.

Еще одним замечательным успехом нашей страны в штурме космоса был выход на орбиту 18 марта 1965 г. корабля-спутника «Восход-2» с двумя космонавтами на борту — командиром корабля П. И. Беляевым и А. А. Леоновым. А спустя полтора часа, в 11 часов 30 минут по

московскому времени, впервые в истории космо­навтики открылся люк корабля и А. А. Леонов вышел в космическое пространство. Он был одет в скафандр с автономной системой жизне­обеспечения.

Так был открыт новый этап в освоении кос­моса человеком.

На следующий день в 12 часов 02 минуты по московскому времени «Восход-2» благополуч­но приземлился. Посадка была произведена ко­мандиром корабля с использованием системы ручного управления.

За первыми победами последуют другие, за уже совершенными полетами — новые, более сложные. Не за горами время, когда в космосе будут вестись работы по сборке орбитальных станций — целых научно-исследовательских ла­бораторий,— космопортов и межпланетных ко­раблей. Снабжение такой необычной заатмосферной стройки будет обеспечиваться с Земли целым флотом грузовых космических кораб­лей. Подобный же флот будет поддерживать деятельность научной станции, которую со­здадут в будущем на Луне.

Потом космические корабли «дальнего сле­дования» унесут экипажи космонавтов к пла­нетам солнечной системы, а еще позднее— к звездам!

Эти корабли будут стартовать, как правило, с орбитальных космопортов, т. е. с больших населенных искусственных спутников Земли,

443

которые будут служить и кораблестроитель­ными верфями, и доками для обслуживания кораблей, и станциями для их заправки и снаряжения. Использование подобных космиче­ских портов даст большую экономию горючего, необходимого для преодоления земного при­тяжения, и обезопасит старт.

Но, конечно, помимо «ожерелья» орбиталь­ных космопортов, будет создана и сеть космо­дромов на Земле. Ее начало положено прослав­ленным советским космодромом «Байконур».

Современные космодромы представляют собой сложные, обширные комплексы разнообразных устройств и сооружений. Обычно космодромы располагаются в уединенных, пустынных мест­ностях, вдали от крупных населенных пунктов. Из-за грохота мощных ракетных двигателей и некоторой опасности, связанной с космиче­скими пусками, космодромы — плохое соседство для городов.

На территории космодромов обычно располо­жено несколько пусковых башен — установок для окончательной сборки, предпусковой про­верки, заправки, снаряжения и, наконец, непо­средственного запуска космической ракеты.

«...Три... Два... Один... Пуск!»

Вот он, заветный миг, который готовился, быть может, много лет большим коллективом людей. Из-под ракеты вырывается ослепитель­ный пламенный сноп. Она окутывается багро­выми облаками раскаленных газов и медленно, словно нехотя, отрывается от пусковой пло­щадки. Мгновение кажется, что огромная ра­кета неподвижно висит в воздухе, опираясь на рвущийся из ее недр огненный водопад. Затем она начинает подниматься вертикально ввысь, все быстрее, быстрее... и вскоре скры­вается в голубом небе. Полет начался!

Но задача космопорта вовсе не исчерпы­вается пуском ракеты. Настороженно вгляды­ваются в небо огромные радиолокационные антенны, неотступно следя за полетом. Данные измерений этих установок мгновенно переда­ются в вычислительные центры, где сложней­шие комплексы электронных машин выраба­тывают команды, которые необходимо послать на борт ракеты для корректировки ее полета. Ведь ничтожное отклонение от цели в косми­ческих масштабах может стать недопустимо большим, привести к роковым последствиям. Не удивительно поэтому, что в комплекс обо­рудования космодрома входит много сложней­ших сооружений — радиолокационные стан­ции, мощнейшие рации, вычислительные и управляющие центры, станции наблюдения и т. д., причем многие из них расположены за сотни и тысячи километров от пусковой пло­щадки. И не только на земле — корабли на мо­ре, самолеты в воздухе, даже спутники на орби­те могут быть включены в эту общую цепь постов, обеспечивающих правильный вывод космического корабля на заданную орбиту и точность его рейса.

Космическая техника — это вершина раз­вития всех отраслей техники нашей страны. Она включает в себя достижения и ракетострое­ния, и металлургии, и химии; она широко ис­пользует «умные» вычислительные машины и наиболее совершенные электронные приборы, в том числе полупроводниковые; в ее арсена­ле — могучие средства радиоэлектроники и те­лемеханики. Именно общий высокий уровень советской науки и техники позволил народу СССР добиться таких величайших достижений в освоении космического пространства. А впе­реди еще более грандиозные свершения.

ТРУБОПРОВОДЫ

koledj.ru

Реактивная подводная лодка - Энциклопедия по машиностроению XXL

Реактивная подводная лодка  [c.208]

В различных областях техники широко применяются такие детали и элементы конструкций, которые с точки зрения расчета их на прочность и жесткость могут быть отнесены к тонким оболочкам. Это цистерны, водонапорные резервуары, воздушные и газовые баллоны, купола зданий, герметические перегородки в самолетах и подводных лодках, аппараты химического машиностроения, части корпусов турбин и реактивных двигателей и т. д.  [c.467]

В химической промышленности этот прибор служит для определения следов СО при синтезе МНд, а также для контроля при изготовлении метилового спирта и синтетического каучука. На нефтеперегонных заводах с его помощью определяют метан, пропан, этилен, ацетилен и др. в производстве светильного газа прибор используют для дозировки растворителей (бензола, толуола, этилацетата, ацетона и др.) его применяют также в производстве пропилена, при изготовлении порохов (контроль СО, СО2, СН4). На заводах электротехнического фарфора прибор используют для определения СО2 от О до 20% и СО от 0 до 10% в авиационной и автомобильной промышленности — для контроля за сгоранием топлива в реактивных двигателях и двигателях внутреннего сгорания. Прибор нашел себе применение и в технике безопасности, в гигиене и токсикологии с его помощью определяют содержание взрывчатых паров (пропана, бутана и др.), гремучего газа в каменноугольных шахтах, СО и СО2 в атмосфере закрытых помещений (дорожные туннели, подводные лодки, метро, заводские цехи и др.), бензола в воздухе НСН — НзЗ и др. В ряде случаев прибор сочетают с автоматическим сигнальным приспособлением и механизмом, включающим вентиляцию.  [c.168]

В этом же и одна из главных причин, почему мы проиграли лунную гонку . Долгое время советская экономика работала в мобилизационном режиме. И конца, и краю этому безумию не было видно. Особенно же ситуация обострилась после того, как Западный мир объявил нам Холодную войну. В кратчайшие сроки было необходимо построить огромное количество межконтинентальных баллистических ракет, снарядить их атомными и термоядерными боеголовками, создать армаду современных реактивных самолетов, разработать и в дальнейшем совершенствовать систему противоракетной обороны, построить атомные подводные лодки с ракетным вооружением, обновить танковый парк, перевооружить артиллерию и пехоту. Как вы понимаете, все это требовало колоссальных финансовых и трудовых затрат. Миллионы крестьян и рабочих служили в армии, миллионы ученых и инженеров работали на оборонку — все эти люди оказались вырваны из сферы производства товаров народного потребления , и надежды на их скорое возвращение не было никакой.  [c.352]

В будущем зарубежные специалисты предполагают применять в подводном кораблестроении водяные реактивные двигатели, способные обеспечить лодкам высокие скорости хода (до 60 узл. и более). Работы в этом направлении уже ведутся.  [c.227]

Температурные ограничения исключают в настоящее время применение ядерных двигателей для реактивных самолетов. Правда, самолеты с турбовинтовыми или поршневыми двигателями могли бы в принципе использовать ядерные реакторы в качестве бортовых энергоустановок, и такая возможность довольно детально сейчас изучается. Огромными преимуществами подобных самолетов явились бы очень низкое энергопотребление и вытекающая отсюда огромная дальность передвижения (полета), что, как известно, свойственно всем атомным подводным лодкам и атомным надводным судам. Однако для биологической защиты команды и пассажиров от радиации в атомных самолетах потребуется массивный защитный экран, а эта дополнительная нагрузка является экономически неприемлемой. Тем не менее вполне экономичным может быть применение ядерных реакторов на борту гигантских дирижаблей. Современные дирижабли заметно отличаются от своих собратьев 30-х годов. Во-первых, невоспламеняющий-ся гелий вытеснил сейчас взрывоопасный водород в качестве подъемного газа. Во-вторых, при современных сверхпрочных легких материалах можно построить дирижабли гораздо больших размеров. Поскольку дири-  [c.134]

Научно-исследовательские организации США изучают возможности использования для Движения подводных лодок электромагнитн го принципа. Одна из предложенных американскими учеными конструкций представляет собой двухкорпусную подводную лодку, по всей длине которой проходит продольный канал кольцевого сечения, открытый с обоих концов (рис. 66). На стенках кайала установлены соленоиды,, питаемые переменным током, при этом вдоль канала создается бегущее от носа к корме магнитное поле. Оно вызывает появление в морской воде электрического поля и вихревых электрических токов, взаимодействие которых с магнитным полем приводит к возникновению силы, совпадающей по направлению с движением магнитного поля. Под воздействием этой силы в канале устанавливается непрерывное перемещение воды, создающее реактивную струю и обеспечивающее движение подводной лодки.  [c.229]

Очевидно, в этом случае источником энергии должен служить атомный реактор или котел — подобный используемым на атомных электростанциях или на подводных лодках. В таком котле атомная энергия преобразуется в тепловую и сообшается какому-либо вешеству, которое используется для охлаждения котла. Это вешество, нагретое в котле до высокой температуры, и может служить непосредственно отбросной массой ракетного двигателя, вытекая из него наружу и таким образом создавая реактивную тягу.  [c.661]

mash-xxl.info

АТОМНАЯ ПОДВОДНАЯ ЛОДКА И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МОРСКОГО ИСПОЛНЕНИЯ

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному. Атомная подводная лодка (АПЛ) содержит прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами и спасательную всплывающую камеру, пристыкованную к АПЛ с возможностью отделения от нее. Прочный корпус выполнен из отдельных жестко связанных между собой капсул с разделением их на капсулы для обитания экипажа и капсулы с энергетическими и другими потенциально опасными установками и системами. Капсулы прикреплены к общей силовой килевой ферме, а спасательная камера выполнена в виде самоходной и управляемой подводной лодки, в которой размещен главный пункт управления атомной подводной лодкой и которая используется для спасения всего экипажа при аварии атомной подводной лодки. Капсулы сообщены между собой переходными люками с герметичными закрытиями и через соединительный блок и разъемный шлюз - со спасательной камерой для прохода в нее экипажа. Достигается повышение безопасности и бесшумности АПЛ, а также повышение возможности спасения экипажа.

Известна атомная подводная лодка (АПЛ), содержащая прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами и спасательную камеру, пристыкованную к АПЛ с возможностью отделения от нее (см. Павлов А.С. Военные корабли России 1997-1998 г.г. Справочник. Якутск, Литограф, 1997 - 151 с. Стр.17, 18, 23, 24; Букалов В.М., Нарусбаев А.А. Проектирование атомных подводных лодок. Л., Судостроение, 1968, стр.72-83).

Существующее расчленение среды обитания в прочном корпусе путем применения "прочных" межотсечных переборок подводной лодки носит иллюзорный характер, сохраняя взаимосвязь отсеков по проходящим через переборки многочисленным трубопроводам газов и жидкостей, воздуховодам вентиляции и кабельным трассам (силовым, управления, связи и др.), что зачастую приводит к невозможности локализации повреждений и пожаров на борту, потере управления отсеками и распространением повреждений в соседние отсеки. Такие ситуации неминуемо оканчиваются катастрофами (см. Букань С.П. По следам подводных катастроф. М.: Гильдия мастеров "Русь". - 1992).

Технические средства управления, связи, жизнеобеспечения, пожаротушения и электроснабжения показали свою несостоятельность из-за слабой инженерной защиты и отсутствия надежного локального (отсечного) резерва этих средств, не рационального построения организации при борьбе с авариями, а также опасного непосредственного контакта энергоемкого оборудования с экипажем.

Эти результаты (обеспечение безопасности экипажа) достигаются тем, что в атомной подводной лодке, содержащей прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами и спасательную камеру, пристыкованную к атомной подводной лодке, прочный корпус выполнен из отдельных жестко связанных между собой капсул с разделением их на капсулы для обитания экипажа и капсулы с энергетическими и другими потенциально опасными установками и системами, причем капсулы прикреплены к общей силовой килевой ферме, а спасательная камера выполнена в виде самоходной и управляемой подводной лодки, в которой размещен главный пункт управления атомной подводной лодкой и которая используется для спасения всего экипажа при аварии атомной подводной лодки, при этом капсулы сообщены между собой переходными люками с герметичными закрытиями и через соединительный блок и разъемный шлюз для прохода в спасательную камеру.

Кроме того, на атомной подводной лодке установлены реакторы, имеющие ответвления первого контура на термоэлектрические генераторы с естественной циркуляцией теплоносителя.

Кроме того, каждая капсула снабжена автономными системами пожаротушения и живучести, а обитаемые капсулы имеют еще и автономные системы жизнеобеспечения и связи.

Помимо повышения безопасности экипажа в капсулах, дистанционированных от капсул с энергетическими и другими опасными установками и системами, значительный функциональный эффект предлагаемой атомной подводной лодки (АПЛ) обеспечивается применением дополнительных термоэлектрических генераторов (ТЭГ), работающих со штатными реакторами ядерной энергетической установки (ЯЭУ) АЛЛ (см. описание к патенту RU 2151083 C1). Это позволяет отказаться от аварийных дизель-генераторов и сократить емкость аккумуляторной батареи (резервной). Мощность ТЭГ ориентировочно на два порядка ниже, чем штатного турбогенератора, и выбирается из условий обеспечения бесшумного плавания АПЛ на малых ходах (3-7 узлов) в подводном рейсе с одновременным экономным снабжением электроэнергией основных бортовых систем управления, жизнеобеспечения, живучести и связи АПЛ, в том числе при ремонтах и/или авариях на борту без ограничения по времени пребывания в подводном положении.

Реальность предложения подтверждается достигнутыми в настоящее время показателями надежности и возможностями дистанционного управления сложных технических систем из удаленного центра с перенесением функций активной безопасности, саморегуляции и автоматического дублирования на локальные необслуживаемые компьютерные устройства уже давно успешно используемые, например, в наземной ядерной энергетике и в технике пилотируемых космических полетов, авиации (см., например, Отраслевой семинар Минатома "Современные методы и средства диагностики ЯЭУ. Обнинск, 2001, 98 с., а так же опытом создания и эксплуатации автоматизированной АПЛ проекта 705, разработанной СКБ-142, см. Ильин В.Е. Подводные лодки России. М.: Астраль, 2002 - 287 с., стр.62-71).

Предлагаемые капсулирование и дистанционное управление саморегулирующимися установками АПЛ из главного пункта управления (ГПУ), размещенного в спасательной камере, позволяют резко сократить численность экипажа АПЛ, оставляя за специалистами только контроль по основным служебным постам. При трехсменной вахте получается 15 человек на борту.

Ряд вспомогательных функций, таких как питание, уборка помещений, медицина, организация досуга и др., будет обеспечиваться подвахтенной сменой. Реальность такого расширения функций подтверждается практикой длительных (более 1 года!) космических пилотируемых полетов. С набором опыта плавания в подобных условиях можно ожидать дальнейшую интеграцию функций членов экипажа и снижение их численности.

Известна американская атомная подводная лодка "Тритон" (SSRN-586), имеющая кормовую оконечность (КО), содержащую прочный корпус, гребные валы с гребными винтами, а также главные упорные подшипники и дейдвуды в кормовом отсеке. (Быховский И.А. Атомные суда. Ленинград, 1961 г., стр.121-128, 144, табл.13/3-я строка сверху).

Недостатком этой АПЛ является то, что ее КО не приспособлена для размещения в ней дополнительного оборудования контроля и защиты кормовой полусферы как из-за отсутствия необходимой площади для размещения, так и невозможности обеспечить условия для работы аппаратуры обнаружения.

Известна также российская дизельная ПЛ проекта 877 (Класс "Kilo" -"Варшавянка") (см. Справочник "Военные корабли СССР и России", г.Якутск, изд. 1995 г., стр.44), имеющая КО с кормовым отсеком, через которые насквозь проходит линия вала, а гребной винт расположен кормовее по отношению к кормовым рулям - прототип.

Недостатком КО данной ПЛ является конструктивная неприспособленность для размещения в ней дополнительных акустических и неакустических средств контроля за наиболее уязвимой кормовой полусферой пространства за ПЛ, систем подводной радиосвязи с выпускаемой антенной и средств активной и пассивной защиты от телеуправляемого и самонаводящегося оружия противника.

Технической сущностью настоящего изобретения является обеспечение защиты кормовой оконечности подводной лодки как наиболее уязвимой ее части.

Это достигается тем, что в КО, содержащей прочный и легкий корпуса, гребной винт и вал, гребной электродвигатель, главный упорный и опорный подшипники, дейдвуд и кормовые рули с приводами, гребной винт подвижно насажен на прочный корпус, например в районе кормового отсека, и имеет ступицу большого диаметра, по контуру совпадающую с образующей линией легкого корпуса ПЛ в месте установки ГВ. При этом для размещения ГВ легкий корпус ПЛ имеет разрыв, а упор винта передается на корпусные конструкции прочного корпуса непосредственно от ГВ через кольцевые поверхности на ступице винта и прочном корпусе (находящиеся в плоскости шпангоута), снабженные антифрикционным покрытием, а смазка и охлаждение трущихся поверхностей обеспечивается самопротоком окружающей забортной воды.

Количество лопастей данного ГВ в связи с резким увеличением диаметра ступицы увеличивается в несколько раз по сравнению с ГВ традиционной конструкции, а их высота снижена из расчета создания требуемого упора ГВ при существенно сниженной частоте вращения до супернизких оборотов.

Привод ГВ осуществляется, например, несколькими радиально установленными электродвигателями, на выходном валу каждого из которых имеются шестерни, вступающие в зацепление с зубчатым колесом большого диаметра, являющимся частью конструкции ступицы ГВ.

Далее приведен обзор схем наиболее современных ЖРД и сделан анализ по их адаптации к морским условиям.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и, как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.

Недостаток - двигатель не имеет системы регулирования вектора тяги и управления по крену.

Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип ЖРД.

Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.

Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насоса.

Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающего силу тяги камеры сгорания, достигающую 200…1000 тс, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°C), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.

Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.

Управление вектором тяги ЖРД выполнено ненадежно, а управление по углам крена (по ракетной терминологии) отсутствует.

Задачи создания группы изобретений - значительное повышение скорости движения подводной лодки в режиме атаки из надводного положения и улучшение подводной лодкой, на которой двигатель установлен.

Решение указанных задач достигнуто в атомной подводной лодке, содержащей прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами, прочную рубку и спасательную всплывающую камеру, установленную внутри прочного корпуса под прочной рубкой, кормовую оконечность с гребным винтом, со ступицей, установленной на гребном валу, соединенном с электродвигателем и, по меньшей мере, один ядерный реактор, соединенный трубопроводами контура циркуляции с турбогенератором, который электрическим кабелем соединен с аккумуляторами и с электродвигателем, тем, что согласно изобретению к прочному корпусу с обеих сторон прикреплены два боевых модуля обтекаемой формы с гребными винтами, а сверху прикреплен ракетный модуль с быстросбрасывамой торцовой заглушкой и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Внутри ракетного модуля могут быть установлены баки окислителя и горючего, соединенные трубопроводами с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Боевые модули могут быть разделены на отсеки, в которых установлены ракеты, торпеды, ядерные реакторы и приводы гребных винтов. Внутри прочного корпуса может быть установлен катализатор водорода и кислорода, соединенный кабелем с аккумуляторами.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе морского исполнения, содержащем силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на узле подвески к силовой раме, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличающийся тем, что газогенератор и турбонасосный агрегат установлены соосно с камерой сгорания, при этом газогенератор и турбонасосный агрегат выполнены в виде единого агрегата.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…10, где:

- на фиг.1 приведена схема АПЛ, разрез по горизонтальной плоскости,

- на фиг.2 приведен вид АПЛ сверху в разрезе,

- на фиг.3 приведен АЛЛ, разрез по вертикальной плоскости,

- на фиг.4 приведена схема ракетного блока в разрезе,

- на фиг.4 приведена схема электрооборудовании для первого варианта,

- на фиг.5 приведена схема электрооборудования для второго варианта,

- на фиг.6 приведен разрез А-А кормовая часть АПЛ,

- на фиг.7 приведен вариант силовой установки с генератором водорода и кислорода,

- на фиг.8 приведена схема кормовой части АПЛ,

- на фиг.9 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,

- на фиг.10 приведен вид сверху,

Атомная подводная лодка АПЛ (фиг.1…10) содержит прочный корпус 1, охватывающий его легкий корпус 2, цистерны 3 между этими корпусами 1 и 2, прочную рубку 4 и спасательную всплывающую камеру 5, установленную внутри прочного корпуса 1 под прочной рубкой 4, кормовую оконечность 6 с гребным винтом 7 со ступицей 8, установленной на гребном валу 9, соединенном с электродвигателем 10 и, по меньшей мере, один ядерный реактор 11, соединенный трубопроводами контура циркуляции 12 с турбогенератором 13, который электрическим кабелем 14 соединен с аккумуляторами 15, которые электрическим кабелем 16 соединены с электродвигателем 10. При этом к прочному корпусу 1 прикреплена обтекаемым пилоном 17, ракетный модуль 18 обтекаемой формы с быстросбрасывамой торцовой заглушкой 19 и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения 20. Внутри ракетного модуля 18 установлены баки окислителя 21 и горючего 22, соединенные трубопроводом окислителя 23 с ракетным клапаном 24 и трубопроводом горючего 25 с ракетным клапаном горючего 26 с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения 20.

Внутри прочного корпуса 1 могут быть установлены термоэлектрические генераторы 27, соединенные трубопроводами контура циркуляции 28 (фиг.1) с ядерным реактором 11.

Возможен вариант исполнения АПЛ, в котором внутри прочного корпуса 1 установлен катализатор водорода и кислорода 29 (фиг.7), соединенный кабелем 30 с аккумуляторами 15. Катализатор водорода и кислорода 29 трубопроводами 31 и 32 может быть соединен с ЖРД морского исполнения 20.

АПЛ содержит палубы 33, переборки 34, разделяющие внутреннюю полость прочного корпуса 1 на отсеки 35.

АПЛ оборудованы боевыми модулями 36 (фиг.2), содержащими прочный корпус 37 обтекаемой формы. Крепление боевых модулей к прочному корпусу 1 выполнено при помощи узлов крепления 38, выполненных с возможностью быстрого разъема (например при помощи пироболтов).

Боевые модели 36 содержат каждый торпедным отсеком 39 с торпедами 40, ракетный отсек 41 с ракетами 42, энергетический отсек 43 с ядерным реактором 44. Кроме того, каждый боевой модуль 36 оборудован гидравлическим винтом 45 и электродвигателем 46.

Жидкостный ракетный двигатель морского исполнения 20 (фиг.8…10) содержит силовую раму 47, камеру сгорания 48, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 49 и турбонасосный агрегат 50, подстыкованный к газогенератору 49 посредством газовода 51 или непосредственно, содержащий, в свою очередь, турбину 52, насос окислителя 53, насос горючего 54. Турбонасосный агрегат 50 может содержать дополнительный насос горючего 55.

Выход из насоса горючего 54 соединен трубопроводом 56 с входом в дополнительный насос горючего 55 (при его наличии). Камера сгорания 48 содержит головку 57, цилиндрическую часть 58 и сопло 59. Газогенератор 49 и ТНА 50 закреплены при помощи шарнира 60 и двух шарнирных тяг 61. Между газоводом 51 и камерой сгорания 48, точнее ее головкой 57 установлен узел подвески 62 камеры сгорания 48. Он обеспечивает качание камеры сгорания 48 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.

Для этого жидкостно-ракетный двигатель морского исполнения содержит два привода 63, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях камеры сгорания 48, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 64, прикрепленных штоками 65 к силовой раме 47, и имеющих штоки 65. На камере сгорания 48, например, на ее цилиндрической части 58, выполнено основное силовое кольцо 66, к которому шарнирно прикреплены штоки 65 приводов 63. Приводы 63 служат для управления АПЛ по углам тангажа и рыскания.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.8 и содержит трубопровод горючего 67, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 54, содержащим пускоотсечной клапан 68 и сильфон 69, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 70 камеры сгорания 48. Выход из насоса окислителя 53 трубопроводом окислителя 71, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 72, соединен с газогенератором 49. Также выход из дополнительного насоса горючего 55 трубопроводом горючего 73, содержащим регулятор расхода 74 и пускоотсечной клапан горючего 75 соединен с газогенератором 49. На газогенераторе 49 и на камере сгорания 48 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 76.

Особенностью двигателя (фиг.10) является то, что ТНА 50 и камера сгорания 48 в верхней части прикреплены к шпангоутам 77 каждая при помощи не менее, чем трех шарниров 78 и шарнирных тяг 79, а камера сгорания 48 имеет возможность поворачиваться относительно узла подвески 62.

Узел подвески 62 камеры сгорания 48 ЖРД 20 содержит две части: неподвижную 80 и подвижную 81. Неподвижная часть 80 жестко соединена с газоводом 51, а подвижная часть 81 жестко соединена с головкой 57 камеры сгорания 48, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 82, выполненное пустотелым внутри, при этом неподвижная часть 80 закреплена внутри ракетного модуля 18 при помощи шарниров тяг 78 и шарнирных тяг 79.

Ракетный модуль 18 содержит баллон надува 83, трубопровод надува окислителя 84, клапан надува окислителя 85, трубопровод надува горючего 86 и клапан надува горючего 87.

АПЛ оборудовано бортовым компьютером 88, который электрическими связями 89 соединен с запальными устройствами 76 и с пускоотсечными клапанами 68, 72 и 75.

Система управления по углу крена не предусмотрена

АПЛ первого варианта исполнения работает следующим образом (фиг.1, 2 и 4). Запускают ядерный реактор 11, и теплоноситель по трубопроводам циркуляции 12 подается в турбогенератор 13. Турбогенератор 13 вырабатывает электрический ток, который по электрическому кабелю 14 подается в аккумулятор 15, из которого по электрическому кабелю 16 подается в электродвигатель 10. Электродвигатель 10 через гребной вал 9 приводит во вращение ступицу 8 с гребными винтами 7. Подводная лодка движется в подводном положении. Одновременно часть теплоносителя по трубопроводам циркуляции 25 поступает в термоэлектрические генераторы 27, которые дополнительно вырабатывают электрическую энергию, например, в режиме «полета» АПЛ или при отказе турбогенератора 13.

Для значительного ускорения движения АПЛ в режиме атаки она переводится в надводное положение. Потом запускают ЖРД морского применения 20. ЖРД морского применения 20 запускается следующим образом.

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 88 по электрическим каналам связи 89 подается команда на клапаны надува 85 и 87 и на ракетные клапаны окислителя и горючего 24 и 26. После заливки насосов окислителя 53 и горючего 54 открывают пускоотсечные клапаны 68, 72 и 75, установленные за насосом окислителя 53, после насоса горючего 54 и после дополнительного насоса горючего 55. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 49, где воспламеняются при помощи запальника 76. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 48. Горючее охлаждает камеру сгорания 48, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 59 и цилиндрической части 58, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 48 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 49. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 76, установленным на камере сгорания 48.

После запуска турбонасосного агрегата 50 газогенераторный газ подается из газогенератора 49 в турбину 52, раскручивается ротор ТНА (на фиг.8…10 не показано), давление на выходах насосов 53, 54 и 55 возрастает. Далее по газоводу 51 и через узел подвески 62 газогенераторный газ подается в головку 57 камеры сгорания 48.

Для управления вектором тяги R при помощи привода 63, воздействуя штоком 65 на силовое кольцо 66, поворачивают камеру сгорания 48 относительно точки «О» на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 48 и относительно атомной подводной лодки, на которой этот двигатель установлен.

Работа АПЛ второго варианта в режиме полета осуществляется следующим образом (фиг.3 и 5). Включают катализатор водорода и кислорода 29, который начинает разлагать воду на кислород и водород. Кислород и водород по трубопроводам 31 и 32 подается в ЖРД морского применения 20. Преимущество этого варианта - отсутствие баков окислителя и горючего и необходимость постоянно транспортировать большой запас этих компонентов ракетного топлива в подводном режиме работы.

АПЛ атакует цели в надводном положении в движении АПЛ в режиме «ракеты», со скоростью М=0,5…1,0, что делает ее неуязвимой и позволяет выпустить торпеды 40 и ракеты 42 из надводного положения. Учитывая, что торпеды 40 уже имеют начальную скорость М=0,5…1,0, уклониться от торпедной атаки невозможно. Ракеты 42 могут применяться не только для решения оперативно-тактических задач, но и для решения стратегических задач, т.е. стрельбы из нейтральных вод на расстояние 3000…5000 км. При этом АПЛ остается неуязвимой и если ее местонахождение будет обнаружено, то из-за большой скорости АЛЛ в надводном положении и небольшого отрезка времени пребывания в надводном положении от 10 до 60 сек, она не может быть поражена. После выпуска торпед 40 и ракет 42 АПЛ уходит в подводное положение. Возможна повторная атака.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить кратковременное значительное увеличение скорости движения АПЛ в надводном положение и даже ее полет со скоростью М=0,5…1,0 в режим атаки для запуска торпед и ракет в надводном положении для обеспечения надежности запуска и точности попадания при неуязвимости АПЛ для средств обороны противника.

2. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление атомной подводной лодки.

3. Обеспечить безопасность экипажа.

4. Использовать АПЛ в мирных целях.

edrid.ru

3. РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ : Курс Общей Физики. Механика : Юридическая библиотека

В космическом пространстве реактивный двигатель является единственным, который может обеспечить управляемое движение. Применение реактивных двигателей на само­летах и в некоторых наземных видах тран­спорта (судах на подводных крыльях и др.) обусловлено тем, что именно реактивные дви­гатели способны обеспечить максимальную скорость движения.

Реактивные двигатели делятся на два ос­новных класса: ракетные и воздушно-реактив­ные. В ракетных двигателях (рис. 5.6) горю­чее (бак 1) и окислитель (бак 2) подаются насосами 3 в камеру сгорания 4\ продукты сгорания (газ) вытекают из камеры сгорания через специальное отверстие — сопло 5. Появ­ляется реактивная сила

Ф =

dt '

которая зависит от секундного расхода горючего и окислителя,

->

а также от температуры сгорания (скорости W). Сужение сопла служит для увеличения скорости истечения газов.

В ракетах может использоваться и твердое топливо, содер­жащее в себе как горючее, так и окислитель.

Воздушно-реактивные двигатели работают по принципу од­новременного присоединения и отделения частиц. Поэтому реак­тивная сила определяется формулой (5.24).

Двигатели этого вида делятся на два типа: турбореактивные и прямоточные.

Схема турбореактивного двигателя показана на рисунке 5.7. В носовой части расположен компрессор, засасывающий и сжи­мающий воздух, который затем поступает (как окислитель) в ка­меру сгорания. Жидкое горючее подается в камеру сгорания

 

Рис. 5.6

 

Направление полета 5?

^ Форсунки

S3»

Компрессор  Туроина

 

с помощью специальных форсунок. Раскаленные газы (продукты сгорания и воздух), выходя через сопло, вращают газовую тур­бину, приводящую в действие компрессор. Реактивная сила дви­гателя представляет собой сумму двух составляющих:

Ф=Фвых + Фвход,

где Фвых — реактивная сила газов, истекающих из выходного

сопла, а Фвход — реактивная сила воздуха, засасываемого во входное сопло. Эти силы имеют противоположные направления;

сила Фвых направлена в сторону движения всей конструкции.

Массы засасываемого воздуха и выбрасываемых газов при­близительно одинаковы, так как массой горючего можно пре­небречь по сравнению с массой воздуха. Следовательно, реак­тивная сила будет определяться формулой (5.25):

где цо — масса воздуха, поступающего в двигатель за секунду. По этому же принципу работают водно-реактивные двигатели, которыми снабжаются некоторые речные суда.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель не имеет ком­прессора и газовой турбины (рис. 5.8). Воздух засасывается и сжимается исключительно вследствие движения самолета. По­этому этот двигатель в отличие от турбореактивного не создает тяги, если самолет неподвижен.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели применяются, как правило, на сверхзвуковых самолетах наряду с двигателями других типов, необходимых для создания первоначальной ско­рости.

По сравнению с ракетными воздушно-реактивные двигатели имеют следующие преимущества: а) они не нуждаются в спе­циальном окислителе; б) реактивная сила в них создается в ос­новном за счет того же воздуха, который засасывается спереди, что приводит к экономии топлива.

Направление полета

 

Вход Воздуха

Выход Воздуха

Б Зак. 597

119

bookzie.com