3. Самолеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями
Энциклопедия «Авиация» определяет прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) как «бескомпрессорный ВРД, в котором сжатие воздуха производится за счет кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха». В ПВРД атмосферный воздух попадает во входное устройство двигателя со скоростью, равной скорости полета, сжимается за счет скоростного напора и поступает в камеру сгорания. Впрыскиваемое топливо сгорает, повышая теплосодержание потока, а продукты сгорания истекают через реактивное сопло со скоростью больше скорости полета, за счет чего и создается реактивная тяга ПВРД.
Положительное качество ПВРД заключается в том, что конструктивно он очень прост и не имеет движущихся деталей. Однако его недостатком является то, что он может работать только после достижения определенной минимальной скорости полета, а этой скорости можно достичь только с использованием какого-либо другого двигателя или ускорителя, например РДТТ или ЖРД.
Первый ПВРД был предложен в 1913 г. французом Рене Лореном, который затем получил патент на свое устройство, однако все попытки построить прототип двигателя у него завершились неудачей.
Два года спустя, в 1915 г., венгерский изобретатель Альберт Фоно предложил австро-венгерской армии артиллерийский снаряд с ПВРД, но его предложение было отклонено. После окончания Первой мировой войны А. Фоно вернулся к проблеме ПВРД, в мае 1928 г. он начал процедуру патентования конструкции воздушно-реактивного двигателя для высотного сверхзвукового самолета. После тщательного изучения материалов заявки в 1932 г. ему был выдан немецкий патент № 554906.
Большой вклад в дело изучения и создания ПВРД внесли советские ученые и инженеры. Так, в 1922 г. Ф.А. Цандер предлагал применять ПВРД в больших крылатых летательных аппаратах для облегчения их взлета с поверхности земли. Он считал, что использование в качестве окислителя атмосферного кислорода дает весьма существенную экономию в весе и габаритах летательного аппарата. О целесообразности применения ПВРД в качестве силовой установки космического корабля писал в 1924 г. К.Э. Циолковский в своем труде «Космический корабль». В 1929 г. Б.С. Стечкин впервые опубликовал разработанную им теорию ВРД (Стечкин Б.С. Теория воздушного реактивного двигателя // Техника воздушного флота. 1929. № 2) и впервые доказал практическую возможность создания ПВРД.
В Советском Союзе практические работы по ПВРД начались с 1933 г. в ГИРД, а после слияния ГИРД и ГДЛ в РНИИ НКТП под руководством Ю.А. Победоносцева и М.С. Кисенко. 19 мая 1939 г. были проведены официальные испытания двухступенчатой ракеты Р-3 конструкции И.А. Меркулова (пороховая первая ступень и прямоточный воздушнореактивный двигатель на второй ступени), после которых в отделе специальных конструкций (ОСК) завода № 1 им. Авиахима под руководством И.А. Меркулова началось создание авиационных ПВРД. В 1939 г. М.М. Бондарюк из ОКБ-3 НИИ ГВФ впервые испытал экспериментальный дозвуковой ПВРД.
Во Франции разработками первых ПВРД занимался Р. Ледюк в 1933–1938 гг. В Германии к разработке ПВРД приступили позже, чем в СССР и Франции, в конце 1930-х гг. над ПВРД собственной конструкции начал работать доктор Ойген Зенгер, а с 1941 г. – доктор Отто Пабст, работавший в то время на фирме «Фокке-Вульф». До конца войны немецкие авиафирмы разработали несколько проектов боевых самолетов с ПВРД: Li P.12, Не Р.1080, Та 283, SK P.14, Ме 262L и др.
В Японии фирма «Каяба» изучала ПВРД с 1937 г., а в 1943 г. приступила к разработке объектового перехватчика «Кацуодори», оснащенного двигателем этого типа.
Поделитесь на страничкеСледующая глава >
history.wikireading.ru
Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной. Перевод был выполнен в апреле 2016 года. Хочу выразить большую благодарность уважаемому коллеге redstar72 за помощь в редактировании данной статьи.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), изначально получивший название Lorin-Düse (дюза Лорена), с точки зрения технологии представляет собой простейшую силовую установку из всех существующих. В подобном трубе агрегате поток сжатого воздуха быстро перемещается относительно продольной оси, и затем в него впрыскивается топливо. Быстрое перемещение летательного аппарата приводит к тому, что набегающий поток воздуха подтормаживается и сжимается на входе в силовую установку. После того как топливо внутри агрегата воспламеняется, горячие выхлопные газы с высокой скоростью выходят из выхлопного сопла ПВРД и заставляют агрегат быстро перемещаться вперёд.
По принципу действия ПВРД отличается от турбореактивных двигателей (ТРД), в которых поступающий в камеру сгорания воздух предварительно сжимается компрессором, тогда как в ПВРД сжатие осуществляется посредством скоростного напора непосредственно в диффузоре (Luftaufstauer).
Поскольку нормальное протекание процесса сгорания возможно только при строго ограниченном соотношении топлива и воздуха, то тяга ПВРД зависит от расхода воздуха. Таким образом, скорость полёта летательного аппарата с подобной силовой установкой пропорционально связана с давлением сжимаемого воздуха; сопротивление самолета возрастает с квадратом его скорости. При приближении скорости полёта к скорости звука появляется высокое дополнительное давление как планера летательного аппарата, так и его силовой установки, и мощность силовой установки лишь ненамного превышает значение скоростного напора.
Таким образом, предельная скорость самолёта на всех высотах полёта зависит от его аэродинамической формы, определяющей критическое значение числа Маха. Следовательно, чтобы полностью реализовать преимущества реактивной силовой установки, достоинства которой раскрываются на высоких скоростях, при известных характеристиках расхода топлива и высотах полета более 11 километров самолёты должны иметь такую форму, чтобы критическая скорость (точка пересечения кривых аэродинамического сопротивления и тяги силовой установки) располагалась как можно выше.
Француз Рене Лорен (Rene Lorin) еще в 1913 году сформулировал концепцию прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Однако в те годы авиация только начинала своё развитие, и для реализации подобных значительно опередивших свое время идей не было технических возможностей. Только в 1936 году французский инженер Ледюк (Leduc) успешно провел опыты и на практике доказал, что ПВРД могут функционировать.
В Германии начиная с конца тридцатых годов – прежде всего компания Walter в г. Киле и доктор Ойген Зенгер (Eugen Sänger) из DFS, – занимались исследованиями, целью которых было создание опытных силовых установок, работающих по предложенному Рене Лореном принципу. В то время как работы компании Walter остановились на стадии эксперимента, доктору Зенгеру в 1941-43 годах удалось создать опытные образцы ПВРД.
Эти опытные ПВРД были испытаны на переделанных в летающие лаборатории бомбардировщиках Do 17 и Do 217. Замеры различных параметров, проведенные в ходе летных испытаний, подтвердили сделанные ранее расчеты. Кроме того, измерительные зонды предоставили ценные сведения о сложных процессах в области внутренней термодинамики прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Тем не менее, полёты с работающими ПВРД дали мало информации о действительном потенциале силовых установок данного типа. Хотя скорость полёта бомбардировщика Do 217 и возросла до 720 км/ч (на 275 км/ч выше его обычной крейсерской скорости), КПД силовой установки по ряду причин – не в последнюю очередь из-за не вполне подходящей летающей лаборатории и нестабильности процесса сгорания топлива внутри трубы силовой установки (сгорало лишь около 70 % топлива) – оставался в целом неудовлетворительным.
По этой причине компания Focke-Wulf осенью 1943 года приступила к собственным исследованиям, целью которых было усовершенствование аэродинамики ПВРД и, соответственно, повышение эффективности силовой установки данного типа.
Казалось бы, результаты экспериментов Зенгера подтверждали, что «реактивные трубы» в ходе последовательного развития могут стать, по крайней мере, отличными вспомогательными двигателями для повышения характеристик скоростных самолетов. Однако выбранное им конструктивное исполнение ПВРД было непригодным для самолетов с высокими характеристиками, поскольку он не учел пока еще несовершенный процесс горения и дополнительное сопротивление огромных «печных труб» (Ofenrohre), самая большая из которых достигала в длину 10,6 м и 1,5 м в диаметре. Это сопротивление уже на скоростях порядка 950 км/ч было больше, чем создаваемая ПВРД тяга (Рис. 1).
Рис. 1. Схематическое изображение разработанного Ойгеном Зенгером прямоточного воздушно-реактивного двигателя: a – диффузор, b – сетка впрыска, c – распределение топлива, d – камера сгорания, e – дюза
Для дипломированного инженера доктора O. Пабста (Dipl.-Ing. Dr. O. Pabst), руководителя отдела разработок компании Focke-Wulf, проблема в основном состояла в том, чтобы за счет соответствующей формы снизить площади внутренних и внешних поверхностей трения путем нового определения размеров и форм силовой установки и добиться увеличения концентрации тяги силовой установки на единицу площади их поперечного сечения.
Под руководством кандидата технических наук (к.т.н.) Теодора Цобеля (Dr.-Ing. Theodor Zobel), руководителя отдела дозвуковых скоростей Брауншвейгского НИИ авиации (Abteilung «Unterschall» in der Luftfahrtforschungsanstalt Braunschweig), были проведены аэродинамические расчеты обтекания тел различной формы. В конце февраля 1944 года руководимому к.т.н. Цобелем отделу удалось найти оптимальную конфигурацию формы ПВРД, обеспечивающую минимальное аэродинамическое сопротивление при высоких скоростях полета. И внешний вид, и внутреннее устройство этого двигателя существенно отличались от «трубы Зенгера».
Исследования показали, что длина конического диффузора (Kegeldiffusor), в ПВРД конструкции Зенгера равная трем диаметрам двигателя, может быть уменьшена до одного диаметра, а используя принцип диффузора со свободной струёй (Freistrahldiffusor), возможно реализовать основную часть преобразования скорость-давление непосредственно в воздухозаборнике силовой установки. В дальнейшем благодаря использованию форсунок особой конструкции предполагалось не впрыскивать топливо в камеру сгорания, как было сделано в двигателе Зенгера, а подавать его в парообразном или газообразном виде. Это позволяло не только добиться 100 % сгорания топлива, но и уменьшить длину камеры сгорания всего до ¾ диаметра ПВРД; в свою очередь, необходимая длина сопла благодаря усовершенствованной внешней аэродинамике не превышала ½ диаметра. Эти изменения размеров силовой установки и соответствующее уменьшение её поверхности позволили значительно снизить сопротивление трения и тем самым повысить общий КПД двигателя.
По результатам первой фазы исследований был составлен отчет, который вызвал большой интерес не только в техническом отделе, но и в Имперском научно-исследовательском совете (Reichsforschungsrat). Командующий истребительной авиацией (General der Jagdflieger) генерал Галланд также был впечатлён возможностями, которые давали ПВРД новой конструкции, и через своего технического офицера майора Шрёдтера (Major Schroedter) поручил коллективу исследователей компании FW форсировать работы по данной тематике.
О том, насколько изменилось отношение к ПВРД, интерес к которым в течение нескольких предшествующих лет был весьма сдержанным, свидетельствует тот факт, что уже в конце марта 1944 года компания Focke-Wulf получила заказ на скорейшую разработку и изготовление четырёх опытных образцов ПВРД своей конструкции. При этом к ним предъявлялись следующие требования:
В конце апреля 1944 года в тесном сотрудничестве НИИ авиации в Брауншвейге и научно-исследовательский институт аэродинамики (Aerodynamischen Versuchsanstalt) в Геттингене начали совместные исследования моделей. Целью этих исследований было установление окончательной формы силовой установки, а также конструкторские работы по созданию оптимальных форсунок и испарителя.
Конфигурация корпуса (трубы) силовой установки, соответствующая последним результатам аэродинамических исследований, была окончательно определена в середине июля 1944 года, а в конце месяца на заводе компании Focke-Wulf в Бад-Айльзене (Bad Eilsen) завершилось изготовление двух опытных образцов (Рис. 2).
Рис. 2. Форма силовой установки, подобранная после завершения испытаний в научно-исследовательском институте аэродинамики, Геттинген
Однако следующий шаг, предложенный доктором Пабстом – провести лётные испытания для изучения влияния ПВРД на летные характеристики и поведение самолета в воздухе – так и не был сделан. Хотя конструкторская документация по установке корпусов опытных ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190 была полностью разработана, испытания не состоялись из-за отказа поставить самолет для этих целей (Рис. 3).
Рис. 3. Схема размещения ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190A-10
Насколько быстро шла разработка корпуса ПВРД, настолько же проблемным оказалось создание работоспособного испарителя, в котором должно было испаряться тяжелое высококипящее топливо (каменноугольное [дегтярное] масло [Teeröl]). Уже при первых принципиальных отработках возникли значительные проблемы с подачей необходимого количества топлива, которое должно было поступать в камеру сгорания в виде паров, со смесеобразованием, с регулировкой подачи топлива, установлением необходимого количества подаваемого топлива и поддержанием фронта пламени.
Сначала в компании Focke-Wulf рассчитывали завершить разработки в течение четырех месяцев, но вскоре стало понятно, что эти сроки иллюзорны и нереальны. В результате инженеры компании сконцентрировались на разработке камеры сгорания, которая могла бы работать без испарителя топлива.
В середине августа 1944 года была представлена первая работоспособная модель ПВРД. Эту силовую установку направили в Брауншвейгский НИИ авиации. Однако несмотря на то, что руководитель группы разработок (Chef der Amtsgruppe «Entwicklung») технического отдела подполковник Кнемайер (Oberstleutnant Knemeyer) в письме напомнил о необходимости провести испытания как можно быстрее, эти испытания камеры сгорания не были начаты. На это была серьезная причина: незадолго перед изготовлением первого работоспособного образца ПВРД бомбардировщики союзников нанесли удар по химическому комбинату Leuna-Werke, производившему необходимый для испытаний пропан. Завод был серьёзно поврежден и о быстром восстановлении производства пропана на нем не могло быть и речи.
После этого в середине сентября доктор Пабст предложил проводить испытания, используя в качестве топлива водород. Монтаж двухсот баллонов с водородом в испытательном центре Люфтваффе в Ораниенбурге (Oranienburg) растянулся на месяцы. Только в конце января 1945 года, когда было установлено всё необходимое для выполнения измерений оборудование и проведена сборка силовой установки, были выполнены измерения сопротивления обшивки неработающего ПВРД. В середине февраля стало возможным производить измерения величины тяги работающей силовой установки. При расходе воздуха 0,705 кг/с скорость газов на выходе из сопла составляла 352 м/с, что соответствовало расчетным данным. (Рис. 4).
Рис. 4. ПВРД, разработанный компанией Focke-Wulf
В декабре 1944 года по заказу верховного командования ВВС (степень срочности «DE») предусматривалось изготовить четыре предсерийных прямоточных воздушно-реактивных двигателя, которые можно было бы использовать на самолётах. Исследования в рамках этого заказа должны были вестись до конца августа 1945 года, но после того как войска противника заняли Брауншвейг и Бад-Айльзен, эти испытания прекратились.
Позднее, когда между союзниками по Антигитлеровской коалиции возникли разногласия, исследования, проводившиеся под руководством доктора Цобеля и доктора Пабста, были внимательно изучены. Союзники оценили их как новаторские и значительные. Согласно рассекреченным документам эти результаты использовались американскими и английскими научно-исследовательским институтами в качестве основы для ведущихся ими исследований. Захваченные союзниками материалы стали открыто публиковать только в 1955 году.
Интенсификация разработки современных мощных ПВРД заставила инженеров и техников, работавших в проектно-конструкторских бюро немецких авиастроительных компаний, заблаговременно перейти к исследованию возможностей использования прямоточных воздушно-реактивных двигателей не только в качестве дополнительных силовых установок, но и в качестве основных для бомбардировщиков и истребителей.
Так в первые месяцы 1944 года возникло большое количество смелых, с аэродинамической точки зрения смотрящих далеко вперед проектов, в которых описанные выше ПВРД предназначались для нормального продолжительного полёта. (Рис. 5).
Рис. 5. Реактивный бомбардировщик компании Focke-Wulf. Проект разработан к 24 июня 1944 года. Сделанный от руки эскиз находился в приложениях к проекту
Так как «трубы Лорена» в статическом (неподвижном) положении не создавали тяги, то самолёты с ПВРД должны были сначала взлетать и разгоняться до создающей избыток тяги скорости (примерно 150-180 м/с) с использованием иных силовых установок. Вследствие этой проблемы, казавшейся им едва ли разрешимой, инженеры-проектировщики считали себя поставленными в сложное положение. Всё более тяжелое положение Германии и крайне сжатые сроки, отпущенные на разработку, не позволяли им найти приемлемое в военных условиях решение.
Так, например, был предложен вариант запуска истребителя-бомбардировщика при помощи сцепки Mistel. Достигнув высоты в 12 000 метров, самолет с ПВРД должен был отсоединяться от своего носителя и затем в пикировании набрать скорость около 800 км/ч и запустить силовую установку. Конечно, подобная методика взлёта была возможна, равно как был возможен взлет при помощи стартовых ускорителей. Однако издержки по разработке, изготовлению и техническому обслуживанию двух различных по конструкции силовых установок, использовавших различные сорта топлива, были слишком высоки и требовали бы очень много времени. Вследствие этого подобный вариант всерьёз не рассматривался.
Весной 1944 года в компании Focke-Wulf был разработан проект истребителя с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, который многие специалисты назвали «Колумбовым яйцом». Конструктор Халем (Halem), инженер Х. Мюльтхопп (H. Multhopp), один из конструкторов истребителя Ta 183, и доктор Пабст после рассмотрения различных вариантов пришли к выводу, что комбинация силовой установки Лорена и вращающихся крыльев является оптимальным решением для выполнения самолетом взлёта. ПВРД должны были размещаться на вращающихся с большой скоростью лопастях крыла и, таким образом, можно было бы взлетать без использования дополнительной силовой установки. Ротор при запуске прямоточных воздушно-реактивных двигателей предполагалось разгонять при помощи простого вспомогательного агрегата. Далее воздух в силовой установке сжимался, и затем в камеру сгорания подавались пары топлива. Сразу же после поджигания топливо-воздушной смеси тяга ПВРД сначала была небольшой, но по мере сжимания поступающего в силовую установку топлива тяга должна была сразу же возрастать и уже примерно через минуту после запуска позволила бы самолёту взлететь.
В конце мая 1944 года представления конструкторов обрели конкретную форму. Были представлены три предварительных проекта с новой системой силового привода, которые различались между собой взаимным расположением крыла и кабины пилота. Данные проекты были подвергнуты первым сравнительным оценкам (Рис. 6).
Рис. 6. Варианты взаимного расположения вращающегося крыла и кабины пилота в представленном на рассмотрение в середине мая предварительном проекте истребителя с вращающимся крылом и ПВРД, установленными на законцовках его лопастей
У всех трех проектов, имевших примерно равные размеры, возникли сложности при размещении вращающегося вокруг фюзеляжа крыла, на законцовках лопастей которого были установлены ПВРД. Причиной этому были большие размеры подшипника. В вариантах «А» и «В» в конструкции самолета должно было учитываться воздействие действовавших на фюзеляж сил (Rumpfkräfte), а в варианте «C» пушечные стволы должны были быть установлены наклонно относительно оси фюзеляжа.
В варианте «С» присоединение подшипника могло осуществляться к фюзеляжу обычной конструкции; в вариантах «А» и «В» требовалось наличие фюзеляжной трубы (Rumpfröhre) с диаметром, достаточным для размещения вращающегося крыла. Такое техническое решение не являлось недостатком, поскольку труба фюзеляжа являлась главным несущим элементом конструкции и для самолётов с вращающимся крылом такая компоновка должна была быть очень удачной. Удар о поверхность земли при посадке самолёта через основное шасси мог бы передаваться прямо на фюзеляж, далее на трубу и на расположенные вокруг нее топливные баки. Таким образом, внешняя обшивка представляла собой только обтекатель. Заливку топливных баков можно было выполнять в кратчайшие сроки. Протектированные топливные баки защищали фюзеляжную трубу и размещавшиеся внутри фюзеляжа приводы стоек шасси и систему управления от повреждений, наносимых огнем противника. Таким образом, фюзеляжная труба была простым конструктивным элементом, с легкой возможностью провести расчеты необходимых размеров и выполнить испытания полученной модели.
С точки зрения размещения необходимого для истребителя вооружения, оптимальным представлялся вариант «А», поскольку он позволял разместить пушки наилучшим образом. В носовой части самолета предполагалось разместить по две пушки MK-103 и MG-151 или четыре пушки MG-213 с соответствующим боезапасом. Оружие, лафеты и коробки с боезапасом располагались между герметичной кабиной пилота и вращающимся крылом. Таким образом, всё вооружение располагалось ближе к оси самолета и к нему обеспечивался удобный доступ. При этом на скорострельность не влияли вращающиеся лопасти крыла, и пилоту обеспечивался отличный обзор.
У варианта «В» кабина пилота располагалась со смещением далеко назад, и поэтому обзор был значительно хуже. У варианта «С» вооружение располагалось бы менее удачно, чем у вариантов «А» и «В». В данном варианте пушка могла размещаться в коке/обтекателе лопастей крыла, из-за чего снимать и устанавливать на самолёт вооружение было бы сложно. Так как свободное пространство в варианте «С» располагалось бы в задней части корпуса, то отсек с вооружением в этом случае должен был быть смещен далеко назад и установленное в нем вооружение должно было стрелять вне зоны ометания лопастей крыла, т.е. с наклоном относительно оси самолета. В этом случае вести прицельный огонь было бы очень затруднительно.
Исследования вопросов аэродинамики и устойчивости самолета, прежде всего при вертикальном снижении, продемонстрировали однозначное преимущество варианта «А», у которого лопасти с установленными на их законцовках ПВРД располагались на 37 % длины фюзеляжа. В свою очередь у варианта «В» лопасти крыла, за которыми находилась кабина пилота, располагались на 30 % длины, а у варианта «С» крыло располагалось в носовой части фюзеляжа.
Выбор размещения шасси для самолета столь нетрадиционной компоновки был также необычным. В задней части фюзеляжа на линии продольной оси самолета конструкторы предусмотрели установку основной стойки шасси и четырех небольших дополнительных амортизационных телескопических стоек, размещавшихся на законцовках крестообразного хвостового оперения. Данные дополнительные стойки должны были выдвигаться при нахождении самолета на аэродроме и при перемещении по взлетно-посадочной полосе (Рис. 7).
Рис. 7. Расположение шасси у истребителя с вращающимся крылом
Колесо основной стойки шасси в выдвинутом состоянии выступало на 50 см перед колесами дополнительных стоек шасси. При посадке поверхности земли касалось сначала основное колесо, и стойка основного шасси принимала на себя всю нагрузку. Под воздействием этой нагрузки стойка основного шасси проседала, после чего земли касались четыре колеса дополнительных стоек шасси. Ход этих четырех стоек дополнительного шасси был равен всего 20 см. Таким образом, основное шасси служило при посадке самолета, а дополнительные использовались при рулежке самолета по поверхности аэродрома. Благодаря такой конструкции ударная нагрузка при посадке передавалась прямо на трубу фюзеляжа, что предотвращало большие колебания корпуса относительно продольной оси.
Из-за однозначных преимуществ варианта «А», выявленных в результате анализа компоновок, именно он лег в основу проекта истребителя с вращающимся крылом, представленного компанией Focke-Wulf на рассмотрение планового отдела Имперского научно-исследовательского совета (Reichsforschungsrat) 15 сентября 1944 года (Рис. 8, 9).
Рис. 8. Внешний вид проекта, представленного в сентябре. Оригинальные чертежи
Рис. 9. Схемы разработанного компанией Focke-Wulf проекта истребителя с вращающимся крылом
Как уже сообщалось, из-за затянувшихся исследований и испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей, до окончания войны данный проект не был завершен.
«Секретные документы. Только для высшего командования»
Истребитель с вращающимся крылом и силовой установкой Лорена
| Назначение: | одноместный истребитель с герметичной кабиной |
| Конструкция: | с вращающимся крылом и силовой установкой Лорена |
| Прочность: | nA = 6 при полётном весе G = 5,175 тонн |
| Силовая установка: | три дюзы Лорена конструкции компании Focke-Wulf |
| Размеры: |
|
|
| площадь лопасти вращающегося крыла: F = 16,5 м² |
|
| площадь зоны ометания лопастей вращающегося крыла: Fp = 80 м² |
|
| половина размаха крыла: b/2 = 5 м |
|
| относительное удлинение крыла: Λ = 9,1 |
|
| площадь вертикального оперения: Fs = 5 м² |
|
| площадь горизонтального оперения: Fh = 5 м² |
|
| наибольшая длина: L = 9,15 м |
|
| наибольшая ширина: B = 11,5 м |
|
| максимальная удельная нагрузка на несущую поверхность: G/Fmax = 314 кг/м² |
|
| минимальная удельная нагрузка на несущую поверхность: G/Fmin = 212 кг/м² |
| Экипаж: | 1 человек |
| Полетный вес: |
|
|
| максимальный взлетный: Gmax = 5,175 тонн |
|
| минимальный посадочный: Gmin = 3,5 тонн |
| Шасси: |
|
|
| одна основная стойка шасси с колесом размером 760×260 мм |
|
| четыре вспомогательные стойки шасси с колесами размером 380×150 мм |
| Вспомогательное взлётно-посадочное устройство: | три силовых установки Вальтера с тягой по 300 кг каждая, установленные в соплах дюз Лорена |
| Топливная система: | суммарный вес топлива, находящегося в протектированных топливных баках – 1500 кг |
| Вооружение: |
|
|
| две 30-мм автоматические пушки МК-103 с боекомплектом по 100 снарядов на ствол |
|
| две 20-мм автоматические пушки MG-151 с боекомплектом по 250 снарядов на ствол |
| Бронирование: | обычное для истребителей, защищающее от обстрела спереди под углом в 10° |
| Скорость полета: |
|
|
| на уровне моря: 1000 км/ч |
|
| на высоте 7 км: 900 км/ч |
|
| на высоте 11 км: 840 км/ч |
|
| на высоте 14 км: 840 км/ч |
| Скороподъёмность: |
|
|
| на уровне моря: 125 м/с |
|
| на высоте 7 км: 50 м/с |
|
| на высоте 11 км: 20 м/с |
|
| на высоте 14 км: 7 м/с |
|
| на высоте 15 км: 2 м/с |
|
| на высоте 15,5 км: 0 м/с |
| Время набора высоты: |
|
|
| 1 км: 8,2 с |
|
| 2 км: 16,8 с |
|
| 4 км: 39,5 с |
|
| 8 км: 1,8 мин |
|
| 12 км: 4,5 мин |
|
| 14 км: 7,4 мин |
|
| 15 км: 11,5 мин |
| Дальность полёта: |
|
|
| на уровне моря: 650 км при экономической скорости Vr = 925 км/ч |
|
| на высоте 4 км: 900 км при экономической скорости Vr = 870 км/ч |
|
| на высоте 8 км: 1300 км при экономической скорости Vr = 800 км/ч |
|
| на высоте 12 км: 2000 км при экономической скорости Vr = 725 км/ч |
|
| на высоте 14 км: 2400 км при экономической скорости Vr = 625 км/ч |
| Продолжительность полёта: |
|
|
| на уровне моря: 0,7 ч при экономической скорости Vr = 925 км/ч |
|
| на высоте 4 км: 1,0 ч при экономической скорости Vr = 870 км/ч |
|
| на высоте 8 км: 1,5 ч при экономической скорости Vr = 800 км/ч |
|
| на высоте 12 км: 2,6 ч при экономической скорости Vr = 725 км/ч |
|
| на высоте 14 км: 3,4 ч при экономической скорости Vr = 625 км/ч |
| Расход топлива при наборе высоты: |
|
|
| 4 км: 80 кг |
|
| 8 км: 170 кг |
|
| 12 км: 260 кг |
|
| 14 км: 340 кг |
| Весовые данные: |
|
|
|
| фюзеляж: 475 кг |
|
|
| основное шасси: 250 кг |
|
|
| дополнительное шасси: 225 кг |
|
|
| система управления: 60 кг |
|
|
| крыло: 575 кг |
|
|
| силовая установка Лорена: 240 кг |
|
|
| крепёжные элементы: 125 кг |
|
|
| протектированные топливные баки: 250 кг |
|
|
| комплект постоянно находящегося на борту самолёта оборудования: 225 кг |
|
|
| бронирование: 175 кг |
|
|
| вооружение (2×30-мм МК-103 и 2×20-мм MG-151): 500 кг |
|
|
| вес снаряженного самолёта: 3200 кг | 3200 кг |
|
|
|
|
|
| топливо для силовых установок Лоренa: 1500 кг |
|
|
| топливо для силовых установок Вальтерa: 90 кг |
|
|
| боекомплект к пушкам МК-103 (200 снарядов): 170 кг |
|
|
| боекомплект к пушкам MG-151 (500 снарядов): 115 кг |
|
|
| вес пилота: 100 кг |
|
|
| общий вес нагрузки: 1975 кг | 1975 кг |
|
| взлётный вес: 5175 кг | 5175 кг |
Бад-Айльзен, 15.9.1944 года. Подпись:
Entwicklungsprotokolle und Schriftwechsel zum Lorin-Antrieb: Focke-Wulf GmbH, Deutsche Forschungsanstalt für Segelflug (DFS) Ainring, Luftfahrt-Forschungsanstalt (LFA) Braunschweig, Kaiser Wilhelm Institut für Strömungsforschung (KWI/AVA) Göttingen, Oberkommando der Luftwaffe (OKL). Ferner Voruntersuchungen zum Entwurf eines Triebflügel-Jägers mit Lorin-Düsenantrieb der Focke-Wulf GmbH vom 12. Juli, 15. Sept., 4. Okt. und 12. Okt. 1944.
Чертежи и схемы из собрания автора
источник: Manfred Boehme «Focke-Wulf Triebflügeljäger mit Staustrahlantrieb» // Luftfahrt International 12-1980, c. 511–515
alternathistory.com
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.
В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на гиперзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).
В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД, Leduc 010. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 021 и Leduc 022, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.
Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.
В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина, разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД, разработанный группой М. М. Бондарюка, и имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17 км. В 1957 году проект вступил в стадию лётных испытаний, в ходе которых выявился ряд проблем, в частности, с точностью наведения, которые предстояло разрешить, и на это требовалось время, которое трудно было определить. Между тем, в том же году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Смерть генерального конструктора С. А. Лавочкина в 1960 г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.
Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:
Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:
В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.
Сила тяги ПВРД определяется выражением
Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость реактивной струи относительно двигателя, — секундный расход горючего.
Секундный расход воздуха:
Где — плотность воздуха(зависит от высоты), -объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, — площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.
Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью згорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:
Где — секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, — стехиометричнеский коэффициент смеси горючего и воздуха.
Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.
С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.
В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.
Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.
Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M<0,5 ПВРД неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, при М=1 степень повышения давления составляет 1,89, а идеальный термический КПД — 16,7 %, что в 1,5 раза меньше чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же, и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.
По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.
Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне 1 < M < 5.
Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.
Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического течения, внешнего сжатия с тремя скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления. Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с асимметричным входным устройством с центральным телом. Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух — земля ASMP (Франция)Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4-х) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока. (Косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока.) В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.
В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — т. н. внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.
При установке двигателя на нижней (боковой) стенке фюзеляжа, или под крылом летательного аппарата, то есть в зоне аэродинамического влияния его элементов, обычно применяются плоские входные устройства двухмерного течения, имеющие прямоугольное поперечное сечение, без центрального тела. Система скачков уплотнения в них обеспечивается благодаря внутренней форме канала. Они называются также устройствами внутреннего или смешанного сжатия, так как внешнее сжатие частично имеет место и в этом случае — в скачках уплотнения, образованных у носового окончания и/или у передней кромки крыла летательного аппарата. Регулируемые входные устройства прямоугольного сечения имеют меняющие своё положение клинья внутри канала.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М=3 для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле (2) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически (по формуле (3)) достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 СПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.
При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, и его абсолютная температура при полном торможении (в изоэнтропийном процессе) выражается формулой:
где — температура невозмущённого потока.При М=5 и Тo=273K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638К, при М=6 — 2238К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД
Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин — Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, (верхний предел точно не устанавливается).
На начало XXI в. этот тип двигателя является экспериментальным: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.
Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бо́льшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.
Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.
Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.
Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.
ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.
Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой[1], но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Так же ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.
Во второй половине 50-х годов ХХ в., в эпоху холодной войны, В США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.
Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 г. были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 мегаватт в течение пяти минут с тягой 156 kN). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 г. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.
Тем не менее ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. Т. е., например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скорости от 1М, переходит на использование атмосферного воздуха.
dik.academic.ru
Реактивный двигатель – устройство, создающее требуемую для перемещения силу тяги, преобразовывая внутреннюю энергию горючего в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.
Классы реактивных двигателей:
Все реактивные двигатели подразделяют на 2 класса:
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель – самый простой в классе ВРД по конструкции. Требуемое для работы устройства увеличение давления образуется методом торможения встречного воздушного потока.
Рабочий процесс ПВРД возможно коротко обрисовать следующим образом:
pВ конструктивном замысле ПВРД есть предельно несложным устройством. В составе двигателя имеется камера сгорания, вовнутрь которой горючее поступает из топливных форсунок, а воздушное пространство – из диффузора. Камера сгорания заканчивается входом в сопло, которое есть суживающейся-расширяющимся.
Развитие разработки смесевого жёсткого горючего повлекло за собой применение этого горючего в ПВРД. В камере сгорания находится топливная шашка с центральным продольным каналом. Проходя по каналу, рабочее тело неспешно окисляет поверхность горючего и нагревается само.
Использование жёсткого горючего еще более упрощает состоящую конструкцию двигателя: топливная совокупность делается ненужной.
Смесевое горючее по собственному составу в ПВРД отличается от используемого в РДТТ. В случае если в ракетном двигателе солидную часть состава горючего занимает окислитель, то в ПВРД он употребляется в маленьких пропорциях для активирования процесса горения.
Наполнитель смесевого горючего ПВРД в основном складывается из мелкодисперсного порошка бериллия, магния либо алюминия. Их теплота окисления значительно превосходит теплоту сгорания углеводородного горючего. Как пример твердотопливного ПВРД возможно привести маршевый двигатель крылатой противокорабельной ракеты «П-270 Москит».
Тяга ПВРД зависит от скорости полета и определяется исходя из влияния нескольких факторов:
Зависимость тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя от скорости полета возможно представить следующим образом: до того момента, пока скорость полета намного ниже скорости прохождения реактивной струи, тяга будет возрастать вместе с ростом скорости полета. В то время, когда скорость полета приближается к скорости реактивной струи, тяга начинает падать, миновав определенный максимум, при котором отмечается оптимальная скорость полета.
В зависимости от скорости полета выделяют такие категории ПВРД:
Любая из групп имеет собственные отличительные изюминки конструкции.
Дозвуковые ПВРД
Эта несколько двигателей предназначена для обеспечения полетов на скоростях, равных от 0,5 до 1,0 числа Маха. торможение и Сжатие воздуха в таких двигателях происходит в диффузоре – расширяющемся канале устройства на входе потока.
Эти двигатели имеют очень низкую эффективность. При полетах на скорости М= 0,5 уровень повышения давления в них равен 1,186, почему совершенный термический КПД для них – всего 4,76%, а вдруг еще и учитывать утраты в настоящем двигателе, эта величина будет приближаться к нулю. Это значит, что при полетах на скоростях M
Но кроме того на предельной скорости для дозвукового диапазона при М=1 уровень повышения давления равен 1,89, а совершенный термический коэффициент – всего 16, 7%. Эти показатели в 1,5 раза меньше, чем у поршневых двигателей внутреннего сгорания, и в 2 раза меньше, нежели у газотурбинных двигателей. Газотурбинные и поршневые двигатели к тому же действенны для применения при работе в стационарном положении.
Исходя из этого прямоточные дозвуковые двигатели в сравнении с другими авиационными двигателями были неконкурентоспособными и на данный момент серийно не выпускаются.
Сверхзвуковые ПВРД
Сверхзвуковые ПВРД вычислены на осуществление полетов в диапазоне скоростей 1 M 5.
Торможение газового сверхзвукового потока постоянно выполняется разрывно, наряду с этим образуется ударная волна, которая именуется скачком уплотнения. На дистанции ударной волны процесс сжатия газа не есть изоэнтропийным. Следовательно, наблюдаются утраты механической энергии, уровень повышения давления в нем меньший, нежели в изоэнтропийном ходе.
Чем замечательнее будет скачок уплотнения, тем больше изменится скорость потока на фронте, соответственно, больше утраты давления, время от времени достигающие 50%.
Чтобы минимизировать утраты давления, организуется сжатие не в одном, а нескольких скачках уплотнения с меньшей интенсивностью. По окончании каждого из таких скачков отмечается понижение скорости потока, которая остается сверхзвуковой. Это достигается, в случае если фронт скачков расположен под углом к направлению скорости потока.
Параметры потока в промежутках между скачками остаются постоянными.
В последнем скачке скорость достигает дозвукового показателя, сжатия воздуха и дальнейшие процессы торможения происходят непрерывно в канале диффузора.
В случае если входное устройство мотора находится в области невозмущенного потока (к примеру, впереди летательного аппарата на носовом окончании либо на достаточном отдалении от фюзеляжа на крыльевой консоли), оно выполняется асимметричным и комплектуется центральным телом – острым долгим «конусом», выходящим из обечайки. Центральное тело предназначено для во встречном воздушном потоке косых скачков уплотнения, каковые снабжают торможение и сжатие воздуха до момента его поступления в особый канал входного устройства. Представленные входные устройства стали называться устройств конического течения, воздушное пространство в них циркулирует, образуя коническую форму.
Центральное коническое тело возможно оснащено механическим приводом, что разрешает ему двигаться на протяжении оси двигателя и оптимизировать торможение потока воздуха на различных скоростях полета. Эти входные устройства именуются регулируемыми.
При фиксации двигателя под крылом либо снизу фюзеляжа, другими словами в области аэродинамического влияния элементов конструкции самолета, применяют входные устройства плоской формы двухмерного течения. Они не оснащаются центральным телом и имеют поперечное прямоугольное сечение.
Их еще именуют устройствами смешанного либо внутреннего сжатия, потому, что внешнее сжатие тут имеет место лишь при скачках уплотнения, образующихся у передней кромки крыла либо носового окончания летательного аппарата. Входные регулируемые устройства прямоугольного сечения способны поменять положение клиньев в канала.
В сверхзвуковом скоростном диапазоне ПВРД более действен, нежели в дозвуковом. К примеру, на скорости полета М=3 степень повышения давления образовывает 36,7, что приближается к показателю турбореактивных двигателей, а расчетный совершенный КПД достигает 64,3 %. На практике эти показатели меньшие, но на скоростях в диапазоне М=3-5 СПВРД по эффективности превосходят все существующие типы ВРД.
При температуре невозмущенного воздушного потока 273°K и скорости самолета М=5 температура рабочего заторможенного тела равна 1638°К, при скорости М=6 — 2238°К, а в настоящем полете с учетом действия силы и скачков уплотнения трения делается еще выше.
Предстоящее нагревание рабочего тела есть проблематичным из-за термической неустойчивости конструкционных материалов, входящих в состав двигателя. Исходя из этого предельной для СПВРД считается скорость, равная М=5.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, что трудится на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование для того чтобы двигателя было лишь гипотетическим: не собрано ни единого примера, что бы прошел летные опробования и подтвердил актуальность и целесообразность его серийного выпуска.
На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется лишь частично, и в течении остального такта перемещение рабочего тела есть сверхзвуковым. Большинство кинетической исходной энергии потока наряду с этим сохраняется, по окончании сжатия температура довольно низкая, что разрешает высвободить рабочему телу большое количество тепла. По окончании входного устройства проточная часть двигателя по всей собственной длине расширяется.
За счет сгорания горючего в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.
Данный тип двигателя рекомендован с целью проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически таковой двигатель возможно применять на многоразовых носителях космических аппаратов.
Важной проблемой конструирования ГПВРД есть организация сгорания горючего в сверхзвуковом потоке.
В различных государствах начаты пара программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных изучений.
Где используются ПВРД
ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем запасных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель либо самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.
По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его фактически неуместно применять на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно применять для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, дешевизне и простоте. ПВРД кроме этого используют в летающих мишенях.
Борьбу по чертям ПВРД образовывает лишь ракетный двигатель.
Ядерный ПВРД
Во время холодной войны между США и СССР создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.
В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания горючего, а тепло, которое производил ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздушное пространство, поступающий через входное устройство, попадает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Потом происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости идеальных ракетных двигателей.
Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих государствах создали малогабаритные ядерные реакторы, каковые поместились в габариты крылатой ракеты.
В первой половине 60-ых годов двадцатого века в рамках программ изучения ядерных ПВРД Tory и Pluto совершили стационарные огневые опробования ядерного ПВРД Tory-IIC. Программа опробований была закрыта в июле 1964 г., летные опробования двигателя не проводили. Предположительной обстоятельством сворачивания программы имело возможность послужить совершенствование комплектации баллистических ракет ракетными химическими двигателями, каковые разрешали реализовать боевые задачи без привлечения ядерных ПВРД.
Реактивный двигатель самолета
Реактивный двигатель самолета — двигатель, создающий нужную для перемещения силу тяги при помощи преобразования внутренней энергии горючего в…
Виды реактивных двигателей
Известны следующие главные типы реактивных двигателей: ракетные, пороховой, жидкостной ракетный; воздушно-реактивные двигатели, прямоточный…
Реактивный двигатель — стальное сердце самолета
Реактивный двигатель – силовой агрегат, что формирует требуемое для полета самолета тяговое упрочнение посредством изменения внутренней энергии горючего…
Истребитель компании focke-wulf с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. необычный проект и история его разработки
Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF и мало доработан мной. Перевод был выполнен в апреле 2016 года. Желаю выразить громадную…
Тяга самолета. тяга двигателя самолета. тяга реактивного двигателя.
Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет через воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В…
Совершенствование технологии производства реактивных двигателей
Самолеты должны быть более действенными — это основополагающая задача, в то время, когда дело доходит до проектирования реактивных двигателей. Но, при…
stroimsamolet.ru
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.
В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на гиперзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).
В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД, Leduc 010. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 021 и Leduc 022, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.
Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.
В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина, разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД, разработанный группой М. М. Бондарюка, и имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17 км. В 1957 году проект вступил в стадию лётных испытаний, в ходе которых выявился ряд проблем, в частности, с точностью наведения, которые предстояло разрешить, и на это требовалось время, которое трудно было определить. Между тем, в том же году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Смерть генерального конструктора С. А. Лавочкина в 1960 г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.
Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:
Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:
В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.
Сила тяги ПВРД определяется выражением
Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость реактивной струи относительно двигателя, — секундный расход горючего.
Секундный расход воздуха:
Где — плотность воздуха(зависит от высоты), -объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, — площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.
Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью згорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:
Где — секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, — стехиометричнеский коэффициент смеси горючего и воздуха.
Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.
С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.
В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.
Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.
Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M<0,5 ПВРД неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, при М=1 степень повышения давления составляет 1,89, а идеальный термический КПД — 16,7 %, что в 1,5 раза меньше чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же, и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.
По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.
Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне 1 < M < 5.
Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.
Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического течения, внешнего сжатия с тремя скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления. Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с асимметричным входным устройством с центральным телом. Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух — земля ASMP (Франция)Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4-х) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока. (Косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока.) В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.
В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — т. н. внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.
При установке двигателя на нижней (боковой) стенке фюзеляжа, или под крылом летательного аппарата, то есть в зоне аэродинамического влияния его элементов, обычно применяются плоские входные устройства двухмерного течения, имеющие прямоугольное поперечное сечение, без центрального тела. Система скачков уплотнения в них обеспечивается благодаря внутренней форме канала. Они называются также устройствами внутреннего или смешанного сжатия, так как внешнее сжатие частично имеет место и в этом случае — в скачках уплотнения, образованных у носового окончания и/или у передней кромки крыла летательного аппарата. Регулируемые входные устройства прямоугольного сечения имеют меняющие своё положение клинья внутри канала.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М=3 для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле (2) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически (по формуле (3)) достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 СПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.
При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, и его абсолютная температура при полном торможении (в изоэнтропийном процессе) выражается формулой:
где — температура невозмущённого потока.При М=5 и Тo=273K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638К, при М=6 — 2238К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД
Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин — Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, (верхний предел точно не устанавливается).
На начало XXI в. этот тип двигателя является экспериментальным: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.
Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бо́льшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.
Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.
Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.
Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.
ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.
Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой[1], но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Так же ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.
Во второй половине 50-х годов ХХ в., в эпоху холодной войны, В США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.
Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 г. были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 мегаватт в течение пяти минут с тягой 156 kN). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 г. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.
Тем не менее ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. Т. е., например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скорости от 1М, переходит на использование атмосферного воздуха.
dal.academic.ru
