В реактивных двигателях теплота, полученная в результате сгорания топлива, преобразуется в кинетическую энергию газообразных продуктов сгорания и используется непосредственно для получения тяги. Поэтому реактивные двигатели называются еще двигателями прямой реакции.
По способу осуществления горения топлива реактивные двигатели бывают:
1.Двигатели, в которых для горения используется жидкое топливо, запасенное на борту летательного аппарата,- жидкостные реактивные двигатели (ЖРД).
2.Двигатели, в которых для горения используется атмосферный воздух, -воздушные реактивные двигатели (ВРД).
Топливная для ЖРД служат водород, его соединения с углеродом и др. В качестве окислителя применяются жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота и др.
Принципиальная схема ЖРД и диаграмма в pv -координатах представлены на рис. 10.15, 10.16. Принципиальная схема включает: 1,2 - емкости для жидкого топлива и окислителя; 3,4 - питательные насосы; 5 - камера сгорания; 6 - сопло.
Цикл в pv - координатах содержит следующие процессы: 
- 
- изохорный процесс сжатия топлива в питательных насосах; 2'-3 - изобарный подвод теплоты в камере сгорания; 3-4 - адиабатное расширение газов в сопловом аппарате; 4- 
- линия, условно замыкающая цикл и соответствующая охлаждению газов в атмосфере.
Рис. 10.15
Рис. 10.16
Ввиду значительно меньшего объема жидкости по сравнению с объемом продуктов сгорания и практической несжимаемости жидкости процесс сжатия -2' можно считать изохорическим, совпадающим с осью ординат, т.е. с линией 1-2.
Линия 4-1 соответствует случаю, когда давление газов на срезе сопла совпадает с давлением окружающей среды.
Полезная работа цикла определяется по формуле
,
где i3-i4 - работа адиабатического расширения продуктов сгорания; 
- работа, затрачиваемая на привод питательных насосов 3,4. Если процесс в насосах считать адиабатическим, то
Подведенная в цикле теплота, равная теплоте сгорания топлива, будет
.
Коэффициент полезного действия цикла определяется по формуле
.
Ввиду малого удельного объема жидкости работой, затрачиваемой на привод питательных насосов (площадь 12 2'
.
Преимущества ЖРД: 1) независимость работы от состояния окружающей среды; 2) возможность полетов в безвоздушном пространстве; 3)полная независимость тяги от скорости полета и, следовательно, возрастание мощности с увеличением скорости; 4) простота конструкции и малая удельная масса (масса установки на 1 кг тяги).
Недостатки ЖРД: 1) сравнительно низкий кпд; 2) необходимость иметь запасы не только топлива, но и окислителя.
poznayka.org
Предлагаемое изобретение предназначено для использования в ракетно-космической технике в качестве корректирующей двигательной установки (КДУ) космического аппарата (КА).
Известен жидкостный реактивный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела, содержащий источник электрической энергии, кольцевую камеру сгорания, смесительную головку, тарельчатое сопло и накопитель энергии с коммутирующим устройством (Патент Российской Федерации № 2374481 по МПК: F02K99/00, 2008 г.). Этот двигатель имеет такие недостатки, как относительно высокая цена тяги, наличие двух баков для хранения топлива и окислителя. Для нормальной работы такого двигателя необходимо дозированная подача компонентов.
Известен жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД), содержащий бак, заполненный жидким рабочим телом, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло, после выходного отверстия установлена капиллярная трубка, за которой находится полость двигателя, из нее рабочее тело поступает в сопло (Вопросы электромеханики. Т.109. 2009 г. В.П.Ходненко, А.В.Хромов (ФГУП «НПП ВНИИЭМ») Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата.). Этот двигатель выбран в качестве прототипа. В качестве топлива данного двигателя применяется гидразин.
Этот двигатель имеет более низкую цену тяги, один бак с жидким рабочим телом. Но у данного двигателя есть ряд других недостатков - невозможность регулирования в широких пределах тягу двигателя из-за особенностей применяемого топлива, относительно большое энергопотребление из-за необходимости осуществлять нагрев полости двигателя для осуществления термокаталитической реакции, а также есть такой недостаток, как токсичность применяемого топлива.
Техническим результатом заявленного изобретения является получение возможности регулирования тяги двигателя в широких пределах, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела.
Технический результат достигается тем, что в жидкостно-газовый реактивный двигатель, содержащий бак, заполненный жидким рабочим телом, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло, согласно изобретению введен регулировочный клапан с электромагнитом и пружиной, установленный в камере на выходе из бака после разделителя фаз рабочего тела, а в качестве рабочего тела используют воду.
При этом рабочую камеру предлагается снабдить устройством подогрева области, прилегающей к выходному отверстию бака.
В предлагаемом техническом решении для создания тяги используется явление парообразования, а не термокаталитическая реакция, как в прототипе.
На чертеже изображен пример конкретного выполнения заявленного реактивного двигателя.
Жидкостно-газовый реактивный двигатель состоит из бака 1, регулировочного клапана 2 с электромагнитом 3 и пружиной 4, установленного в камере 5 на выходе из бака 1 после разделителя фаз 6 рабочего тела, и сопла 7, установленного после камеры 5 и корпуса клапана 8.
Суть работы двигателя состоит в том, что рабочая жидкость из бака 1 испаряется и, пройдя по капиллярам разделителя фаз 6, поступает в камеру 5, откуда в случае поступления сигнала на электромагнит 3 пар через клапан 2 по каналам в корпусе клапана 8 поступает в сопло 7. В отсутствие сигнала на электромагните 3 пружина 4 обеспечивает поджатие клапана (автоматическое выключение двигателя). Так как давления в области перед соплом превышает давление за бортом, то возникает реактивная тяга. Двигатель может работать, пока не испариться вся жидкость в баке 1. Благодаря клапану осуществляется регулирование двигателя вплоть до полного выключения с возможностью неоднократных включений. Преимуществами данного двигателя является его низкое энергопотребление, нетоксичность топлива, невзрывоопасность, регулирование в широком диапазоне. В случае кристаллизации рабочего тела происходит падение удельного импульса и тяги, но работоспособность сохраняется, в отличие от термокаталитического двигателя. Согласно формуле (А.А.Дорофеев. Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н.Э.Баумана Москва 1999 г.):
где Wmax - скорость истечения газа через сопло Лаваля в вакууме при оптимальном профиле сопла, k - показатель адиабаты водяного пара, R - газовая постоянная водяного пара, T - абсолютная температура в камере. При температуре T=273 K, Wmax достигает 1065 м/с. При диаметре клапана d=10 мм и максимальной высоте подъема x=2.5 мм площадь цилиндрической щели в клапане при его максимальном подъеме составит:
f=xdπ=7.85×10-5 м2
При температуре в 273 K давление насыщенных паров воды составляет примерно Рнп=600 Па, при этом плотность газа (если считать газ идеальным) составит:
где Mr - молярная масса воды, Vm - молярный объем газа при н.у., Ро - давление газа при н.у. Таким образом, ρг=4.82*10-3 кг/м3. Примем, что гидравлические потери давления на клапане примерно равны давлению насыщенных потерь, тогда массовый расход через клапан составит:
Тогда тяга двигателя составит:
F=Q×Wmax=120 мН,
что превышает тягу по сравнению с прототипом. Из формулы [1] следует, что чем выше температура, тем выше скорость истечения и как следствие выше импульс и тяга двигателя. Таким образом, при наличии больших доступных мощностей становится целесообразным установить устройство подогрева непосредственно в камеру, в область, прилегающую к выходному отверстию бака, для повышения импульса двигателя.
Литература
1. Патент Российской Федерации N 2374481, МПК F02K 99/00, 2008 г.
2. Вопросы электромеханики Т.109. 2009 г. В.П.Ходненко, А.В.Хромов (ФГУП «НПП ВНИИЭМ») Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата, с.30-31 (прототип).
3. А.А.Дорофеев. Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н.Э.Баумана Москва 1999 г.
edrid.ru
Огонек №18 1946 год
1. Схема давления в закрытой камере.РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИИ САМОЛЕТЫ
Б. РАБИНОВИЧ и Р. ВИНОГРАДОВ
В начале 1944 года, когда под ударами Красной Армии дрогнули и покатились назад немецкие полчища, геббельсовская печать и радио на все лады закричали о «новом секретном оружии», которое поставит «мир на колени».
На мирные кварталы Лондона обрушились немецкие реактивные самолеты-снаряды. Но это «оружие возмездия», как хвастливо окрестили его фашистские писаки, не помогло. Немцы продолжали нести поражения на фронтах.
Снова закрутилась в свистопляске гитлеровская пропаганда, устрашая мир «совершенно новым сверхсекретным оружием».
Судьбу «сверхсекретного» постигла та же участь, что и «секретного». Ни реактивные истребители «мотыльки смерти», ни новые ракеты «Фау-2» не спасли Германию от разгрома.
Реактивные аппараты имеют большую историю. Ракета как летательный аппарат была известна ещё в глубокой древности. В летописях сказано, что в середине XIII века китайцы и арабы для устрашения противника пользовались пороховыми ракетами. У ракет была причудливая внешняя оболочка, и назывались они поэтому летающими драконами. В XVIII столетии ракетное оружие получило широкое распространение в Индии, а оттуда было завезено полковником Конгрэвом в Англию. Конгрэв усовершенствовал ракеты настолько, что они могли конкурировать с артиллерией того времени. В 1807 году ему удалось с помощью нескольких тысяч ракет, выпущенных кораблями с моря, поджечь город Копенгаген.
После этого ракетные снаряды были приняты на вооружение большинством европейских стран. В XIX веке, после изобретения нарезных стволов, начала бурно развиваться артиллерия. О ракетных снарядах почти забыли.
В начале XX века гениальный русский учёный и изобретатель К. Э. Циолковский впервые разработал теорию полёта ракеты и дал несколько схем ракетного корабля. В своей работе «Исследование мирового пространства реактивными приборами», изданной в 1903 году, он собрал отдельные отрывочные факты в стройную систему и положил этим начало новой науке. Учёные и инженеры начали заниматься теорией и практикой ракетного полёта. Однако во время первой мировой войны ракетные снаряды почти не нашли применения.
В двадцатых годах нашего столетия был сконструирован планёр с двигателем, состоящим из пороховых ракет. Но и он не представлял практической ценности, так как ракеты требовали очень много пороху, а двигатель действовал всего несколько секунд.
Лишь во время второй мировой войны наряду с массовым применением ракетной артиллерии были впервые выпущены самолёты с реактивными двигателями.
В чём сущность действия такого двигателя?
Рассмотрев чертёж 1, мы увидим, что в закрытой камере (А) давление распространяется во все стороны одинаково. Если в задней части камеры сделать отверстие (В), давление на переднюю стенку ничем не будет уравновешиваться. Оно и создаст реактивную тягу (Р).
В настоящее время имеются два вида реактивных двигателей: жидкостные и воздушные. Различие их состоит в том, что жидкостные работают независимо от окружающей среды на жидком окислителе, тогда как воздушные нуждаются в кислороде воздуха.
Жидкостный реактивный двигатель состоит: из камеры сгорания с соплом, баков для горючего и окислителя, реакционной камеры, устройств для подачи топлива и системы зажигания для пуска двигателя. В качестве окислителя чаще всего используется перекись водорода, которая разлагается в реакционной камере на кислород и воду. Выделяющееся при этом тепло используют для превращения воды в пар. Полученный пар направляется в турбину, вращающую насос для подачи топлива.
Жидкостные реактивные двигатели имеют свои достоинства и недостатки. К недостаткам относится то, что очень трудно подобрать материал для камеры сгорания, который не плавится при температуре в 2,5 тысячи градусов. Кроме того двигатели могут работать непрерывно только 5 — 10 минут, они недолговечны и требуют большого количества горючего.
Крупное достоинство их — полная независимость от окружающей среды. Можно бесспорно утверждать, что это двигатель будущего, ибо только он может позволить человеку осуществить полёт в мировом безвоздушном пространстве.
Другим достоинством является возможность получить очень большую тягу при небольших сравнительно размерах двигателя.
Жидкостный реактивный двигатель был использован немцами при постройке истребителей-перехватчиков, которые могут набирать высоту со скоростью почти в 5 раз большей, чем обычные истребители. Примером таких истребителей является немецкий «Ме-163».
По тому же принципу была построена немецкая ракета «Фау-2», двигатель которой работал всего одну минуту, сообщая ей скорость около 5 тысяч км в час.
Воздушные двигатели бывают трёх типов: прямоточные, пульсирующие и турбокомпрессорные.
Прямоточный двигатель имеет большой недостаток. Он начинает действовать только после того, как ему сообщат определённую скорость. Применения он пока не нашёл.
Пульсирующий двигатель (чертеж 2) состоит из камеры сгорания, сопла в форме длинной трубы, клапанной решётки, систем зажигания и подачи горючего. Зажигание нужно только при запуске, потому что в дальнейшем камера сгорания нагревается настолько, что смесь самовоспламеняется.
В первый момент клапаны закрыты, и после воспламенения смеси волна сжатия пробегает по трубе и, отражаясь от открытого конца, возвращается ввиде волны разряжения. Под влиянием разряжения клапаны открываются и в камеру сгорания попадает определённое количество воздуха. Вновь впрыскивается автоматом горючее, и происходит новая вспышка. Давление в камере сгорания резко возрастает, и клапаны закрываются. Процесс повторяется периодически с частотой примерно 50 циклов в секунду.
Немецкий «Фау-1» и представлял собой небольшой самолёт простейшей конструкции с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем. Он переносил одну тонну взрывчатого вещества на расстояние 250 - 300 километров. Управление было автоматическое. Но попадания «Фау-1» были неточные; немцы применяли их для варварской «площадной» бомбардировки английских городов.
Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель (чертёж 3) состоит из компрессора (1), турбины (2), камеры сгорания (3), входного патрубка (4), регулирующего конуса (5) и сопла (6).
Основными частями являются компрессор и турбина. При действии их создаётся повышенное давление и согревание воздуха перед попаданием его в камеру сгорания. Первоначальное движение турбина получает от небольшого бензомотора. Турбина вращает сидящий с ней на одной оси компрессор, а он сжимает воздух, поступающий из входного патрубка.
2. Пульсирующий двигатель. 3. Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель. |
Нагретый при сжатии воздух поступает в камеры, куда впрыскивается горючее. Сгорание происходит при постоянном давлении, и все продукты сгорания направляются на лопатки турбины. Далее газы выходят через сопло, создавая реактивную тягу. Скорость истечения газов регулируется подвижным конусом.
Несмотря на то что турбокомпрессорный двигатель тяжелее по весу и сложнее по конструкции, он все же нашел более широкое применение благодаря большой экономичности. Коэфициент полезного действия ((КПД) его при скоростях, близких к 1000 километрам в час, достигает 10-13 процентов, т. е. приближается к КПД обычной винтомоторной группы.
Турбокомпрессорный двигатель может работать на дешёвом топливе, имеющем низкую температуру воспламеняемости. Но при малых скоростях у него ничтожный КПД и большая длина пробега при взлёте.
Отличия конструкции самолётов с реактивными двигателями незначительны. Хвостовое оперение располагается более высоко, чтобы струи выходящих газов не касались его. Двигатель размещается под крыльями по обеим сторонам фюзеляжа или в самом фюзеляже.
Воздушно-реактивный двигатель открыл широчайшие перспективы повышения скорости полета. В прошлом году английский реактивный истребитель «Глостер-Метеор» установил мировой рекорд скорости — 970 километров в час. Недавно американский самолёт с воздушным реактивным двигателем «Шутинг Стар» пролетел без посадки 3882 километра за 3 часа 42 минуты.
Реактивный двигатель найдёт себе в будущем применение на всех самолётах, совершающих дальние перелёты с большими скоростями, будь то транспортные, пассажирские или военные. Он открывает новые широчайшие возможности для самолетостроения и прокладывает путь к стратопланам с жидкостно-реактивными двигателями, со скоростью полета в несколько тысяч километров в час на высоте 30-40 километров. Создание таких машин - вопрос недалекого будущего.
epizodsspace.narod.ru
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло. В камере жидкостно-газового реактивного двигателя установлен на выходе из бака разделитель фаз рабочего тела, после которого установлен регулировочный клапан с пружиной и электромагнитом. В ЖГРД камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака. Жидкостно-газовый реактивный двигатель создает реактивную тягу за счет истечения паров воды, которые образуются за счет процесса парообразования газа из жидкой фазы. Изобретение обеспечивает регулирование тяги, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Предлагаемое изобретение предназначено для использования в ракетно-космической технике в качестве корректирующей двигательной установки (КДУ) космического аппарата (КА).
Известен жидкостный реактивный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела, содержащий источник электрической энергии, кольцевую камеру сгорания, смесительную головку, тарельчатое сопло и накопитель энергии с коммутирующим устройством (Патент Российской Федерации № 2374481 по МПК: F02K99/00, 2008 г.). Этот двигатель имеет такие недостатки, как относительно высокая цена тяги, наличие двух баков для хранения топлива и окислителя. Для нормальной работы такого двигателя необходимо дозированная подача компонентов.
Известен жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД), содержащий бак, заполненный жидким рабочим телом, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло, после выходного отверстия установлена капиллярная трубка, за которой находится полость двигателя, из нее рабочее тело поступает в сопло (Вопросы электромеханики. Т.109. 2009 г. В.П.Ходненко, А.В.Хромов (ФГУП «НПП ВНИИЭМ») Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата.). Этот двигатель выбран в качестве прототипа. В качестве топлива данного двигателя применяется гидразин.
Этот двигатель имеет более низкую цену тяги, один бак с жидким рабочим телом. Но у данного двигателя есть ряд других недостатков - невозможность регулирования в широких пределах тягу двигателя из-за особенностей применяемого топлива, относительно большое энергопотребление из-за необходимости осуществлять нагрев полости двигателя для осуществления термокаталитической реакции, а также есть такой недостаток, как токсичность применяемого топлива.
Техническим результатом заявленного изобретения является получение возможности регулирования тяги двигателя в широких пределах, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела.
Технический результат достигается тем, что в жидкостно-газовый реактивный двигатель, содержащий бак, заполненный жидким рабочим телом, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло, согласно изобретению введен регулировочный клапан с электромагнитом и пружиной, установленный в камере на выходе из бака после разделителя фаз рабочего тела, а в качестве рабочего тела используют воду.
При этом рабочую камеру предлагается снабдить устройством подогрева области, прилегающей к выходному отверстию бака.
В предлагаемом техническом решении для создания тяги используется явление парообразования, а не термокаталитическая реакция, как в прототипе.
На чертеже изображен пример конкретного выполнения заявленного реактивного двигателя.
Жидкостно-газовый реактивный двигатель состоит из бака 1, регулировочного клапана 2 с электромагнитом 3 и пружиной 4, установленного в камере 5 на выходе из бака 1 после разделителя фаз 6 рабочего тела, и сопла 7, установленного после камеры 5 и корпуса клапана 8.
Суть работы двигателя состоит в том, что рабочая жидкость из бака 1 испаряется и, пройдя по капиллярам разделителя фаз 6, поступает в камеру 5, откуда в случае поступления сигнала на электромагнит 3 пар через клапан 2 по каналам в корпусе клапана 8 поступает в сопло 7. В отсутствие сигнала на электромагните 3 пружина 4 обеспечивает поджатие клапана (автоматическое выключение двигателя). Так как давления в области перед соплом превышает давление за бортом, то возникает реактивная тяга. Двигатель может работать, пока не испариться вся жидкость в баке 1. Благодаря клапану осуществляется регулирование двигателя вплоть до полного выключения с возможностью неоднократных включений. Преимуществами данного двигателя является его низкое энергопотребление, нетоксичность топлива, невзрывоопасность, регулирование в широком диапазоне. В случае кристаллизации рабочего тела происходит падение удельного импульса и тяги, но работоспособность сохраняется, в отличие от термокаталитического двигателя. Согласно формуле (А.А.Дорофеев. Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н.Э.Баумана Москва 1999 г.):
где Wmax - скорость истечения газа через сопло Лаваля в вакууме при оптимальном профиле сопла, k - показатель адиабаты водяного пара, R - газовая постоянная водяного пара, T - абсолютная температура в камере. При температуре T=273 K, Wmax достигает 1065 м/с. При диаметре клапана d=10 мм и максимальной высоте подъема x=2.5 мм площадь цилиндрической щели в клапане при его максимальном подъеме составит:
f=xd
=7.85×10-5 м2
При температуре в 273 K давление насыщенных паров воды составляет примерно Рнп=600 Па, при этом плотность газа (если считать газ идеальным) составит:
где Mr - молярная масса воды, Vm - молярный объем газа при н.у., Ро - давление газа при н.у. Таким образом, 
г=4.82*10-3 кг/м3. Примем, что гидравлические потери давления на клапане примерно равны давлению насыщенных потерь, тогда массовый расход через клапан составит:
Тогда тяга двигателя составит:
F=Q×Wmax=120 мН,
что превышает тягу по сравнению с прототипом. Из формулы [1] следует, что чем выше температура, тем выше скорость истечения и как следствие выше импульс и тяга двигателя. Таким образом, при наличии больших доступных мощностей становится целесообразным установить устройство подогрева непосредственно в камеру, в область, прилегающую к выходному отверстию бака, для повышения импульса двигателя.
Литература
1. Патент Российской Федерации N 2374481, МПК F02K 99/00, 2008 г.
2. Вопросы электромеханики Т.109. 2009 г. В.П.Ходненко, А.В.Хромов (ФГУП «НПП ВНИИЭМ») Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата, с.30-31 (прототип).
3. А.А.Дорофеев. Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н.Э.Баумана Москва 1999 г.
1. Жидкостно-газовый реактивный двигатель, содержащий бак, заполненный жидким рабочим телом, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло, отличающийся тем, что в него введен регулировочный клапан с электромагнитом и пружиной, установленный в камере на выходе из бака после разделителя фаз рабочего тела, а в качестве рабочего тела используют воду.
2. Жидкостно-газовый реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака.
www.freepatent.ru
