Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель — вариант воздушно-реактивного двигателя. В ПуВРД используется камера сгорания с входными клапанами и длинное цилиндрическое выходное сопло. Горючее и воздух подаются периодически.
Цикл работы ПуВРД состоит из следующих фаз:
Первые патенты на пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) были получены (независимо друг от друга) в 1860-х годах Шарлем де Луврье (Франция) и Николаем Афанасьевичем Телешовым (Россия)[1]. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым авиационным двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД не ради эффективности (поршневые авиационные двигатели той эпохи обладали лучшими характеристиками), а, главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц.
После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric).Результаты этих разработок заинтересовали США и СССР. Был разработан ряд опытных и экспериментальных образцов. Первоначально основная проблема ракет «воздух-поверхность» заключалась в несовершенстве инерциальной системы наведения, точность которой считалась хорошей, если ракета с дальности в 150 километров попадала в квадрат со сторонами 3 километра. Это привело к тому, что с боезарядом на основе обычного взрывчатого вещества данные ракеты имели низкую эффективность, а ядерные заряды в то же время имели ещё слишком большую массу (несколько тонн). Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель обладает большим удельным импульсом по сравнению с ракетными двигателями, но уступает по этому показателю турбореактивным двигателям. Существенным ограничением является также то, что этот двигатель требует разгона до рабочей скорости 100 м/с и его использование ограничено скоростью порядка 250 м/с. Когда появились компактные ядерные заряды, уже была отработана конструкция более эффективных турбореактивных двигателей. Поэтому пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не получили широкого распространения.
Представители ракет «воздух-поверхность» с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем.
В начале 2010-х годов наблюдается возрождение интереса к ПуВРД: их разработку и испытания проводят General Electric, Pratt & Whitney, SNECMA, а также отечественное НПО «Сатурн»[2].
ru-wiki.ru
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель — вариант воздушно-реактивного двигателя. В ПуВРД используется камера сгорания с входными клапанами и длинное цилиндрическое выходное сопло. Горючее и воздух подаются периодически.
Цикл работы ПуВРД состоит из следующих фаз:
Первые патенты на пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) были получены (независимо друг от друга) в 1860-х годах Шарлем де Луврье (Франция) и Николаем Афанасьевичем Телешовым (Россия)[1]. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым авиационным двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД не ради эффективности (поршневые авиационные двигатели той эпохи обладали лучшими характеристиками), а, главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц.
Двигатель Фау-1После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric).Результаты этих разработок заинтересовали США и СССР. Был разработан ряд опытных и экспериментальных образцов. Первоначально основная проблема ракет «воздух-поверхность» заключалась в несовершенстве инерциальной системы наведения, точность которой считалась хорошей, если ракета с дальности в 150 километров попадала в квадрат со сторонами 3 километра. Это привело к тому, что с боезарядом на основе обычного взрывчатого вещества данные ракеты имели низкую эффективность, а ядерные заряды в то же время имели ещё слишком большую массу (несколько тонн). Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель обладает большим удельным импульсом по сравнению с ракетными двигателями, но уступает по этому показателю турбореактивным двигателям. Существенным ограничением является также то, что этот двигатель требует разгона до рабочей скорости 100 м/с и его использование ограничено скоростью порядка 250 м/с. Когда появились компактные ядерные заряды, уже была отработана конструкция более эффективных турбореактивных двигателей. Поэтому пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не получили широкого распространения.
Представители ракет «воздух-поверхность» с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем.
В начале 2010-х годов наблюдается возрождение интереса к ПуВРД: их разработку и испытания проводят General Electric, Pratt & Whitney, SNECMA, а также отечественное НПО «Сатурн»[2].
ru-wiki.ru
Схема ПуВРД представлена на рис.3.16.
Рис.3.16.Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя:
диффузор,2- клапанное устройство; 3- форсунки; 4 – камера сгорания;5 – сопло; 6- выхлопная труба.
Топливо впрыскивается через форсунки 3, образуя топливную смесь с воздухом, сжатым в диффузоре 1.
Воспламенение топливной смеси производится в камере сгорания 4, от электрической свечи. Горение топливной смеси, впрыскиваемой в определенных количествах, длится сотые доли секунды. Как только давления в камере сгорания становится больше давления воздуха перед клапанным устройством, происходит закрытие пластинчатых клапанов. При достаточно большом объеме сопла 5 и выхлопной трубы 6, установленной специально для увеличения объема, создается подпор газов, находящихся в камере сгорания. За время сгорания топлива изменение количества газов в объеме за камерой сгорания пренебрежимо мало, поэтому считают, что горение идет при постоянном объеме.
После сгорания порции топлива давление в камере сгорания понижается так, что клапаны 2 открываются и впускают новую порцию воздуха из диффузора.
На рис.3.17. представлен идеальный термодинамический цикл пульсирующего ВРД.
Процессы цикла:
1-2 – сжатие воздуха в диффузоре;
2-3 – изохорный подвод теплоты в камере сгорания;
3-4 – адиабатное расширение газов в сопле;
4-1 – изобарное охлаждение продуктов сгорания в атмосфере при с отводом теплоты .
Рис.3.17. Цикл ПуВРД.
Как следует из рис.3.17 , цикл ПуВРД не отличается от цикла ГТУ с изохорным подводом теплоты. Тогда по аналогии с (3.8.) можно сразу записать формулу для термического КПД ПуВРД
(3.20.)
Где
- степень добавочного повышения давления в камере сгорания;
– степень повышения давления в диффузоре.
Таким образом, у пульсирующего ВРД термический КПД больше, чем у ПВРД за счет большей среднеинтегральной температуры теплоподвода.
Усложнение конструкции ПуВРД повлекло за собой увеличение его массы по сравнению с ПВРД.
Эти двигатели получили наибольшее распространение в авиации. В ТРД происходит двухступенчатое сжатие воздуха (в диффузоре и в компрессоре) и двухступенчатое расширение продуктов сгорания топливной смеси (в газовой турбине и в сопле).
Принципиальная схема ТРД представлена на рис 3.18.
Рис.3.18. Принципиальная схема ТРД и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте:
1-диффузор;2-осевой компрессор;3- камера сгорания; 4- газовая турбина; 5- сопло.
Давления набегающего потока воздуха сначала повышается в диффузоре 1, а затем в компрессоре 2. Привод компрессора осуществляется от газовой турбины 4. Топливо подается в камеру сгорания 3, где вместе с воздухом образует топливную смесь и сгорает при постоянном давлении. Продукты сгорания сначала расширяются на лопатках газовой турбины 4, а затем в сопле. Истечение газов из сопла с большей скоростью создает силу тяги, движущую самолет.
Идеальный термодинамический цикл ТРД аналогичен циклу ПВРД, но дополняется процессами в компрессоре и турбине (рис.3.19).
Рис.3.19. Идеальный цикл ТРД в P-V диаграмме
Процессы цикла:
1-2 – адиабатное сжатие воздуха в диффузоре;
2-3 - адиабатное сжатие воздуха в компрессоре;
3-4 – изобарный подвод теплоты от сгорания топливной смеси в камере сгорания;
4-5 – адиабатное расширение продуктов сгорания на лопатках турбины;
5-6 – адиабатное расширение продуктов сгорания в сопле;
6-1 – охлаждение продуктов сгорания в атмосфере при постоянном давлении с отдачей теплоты .
Термический КПД определяется по формуле (3.19):
(3.21.)
Где
– результирующая степень повышения давления воздуха в диффузоре и компрессоре.
Благодаря более высокой, чем у ПВРД степени сжатия ТРД имеет более высокий термический КПД. Без каких-либо стартовых ускорителей ТРД развивает необходимую силу тяги уже на старте.
studfiles.net
Маршевый пульсирующий ракетный двигатель содержит блок камер сгорания, каждая из которых имеет форсунки для подачи топлива, и сопло Лаваля. Двигатель выполнен работающим на самовоспламеняющемся топливе. Блок камер сгорания, имеющий возможность выдерживать давление до 1000 атм, выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит, формирующих камеры сгорания с соплами и скрепленных между собой через жаропрочную прокладку болтовыми соединениями, и имеющий возможность накапливать избыточное тепло. Камеры сгорания выполнены шарообразными, в них установлены форсунки для подачи топлива. Форсунки связаны с установленными на верхней плите блока электронными инжекторными агрегатами. В нижней плите расположены сопла Лаваля каждой камеры. Две противоположно расположенные камеры имеют тангенциальные сопла, позволяющие управлять положением двигателя. Площадь внутренней поверхности камеры сгорания в 500 раз превышает площадь критического сечения сопла. 1 з. п.ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигательным установкам.
Следует отметить, что с момента зарождения ракетной техники, ее основоположники К. Э. Циолковский и Ю.В. Кондратюк представляли ракетный двигатель как двигатель взрывного (пульсирующего) типа, когда высокое давление в камере достигается путем периодической подачи в нее между рабочими циклами необходимых порций топлива. Из патента Франции 2149313, МПК F 02 K 7/02, 1973 известен маршевый пульсирующий ракетный двигатель, содержащий блок камер сгорания, каждая из которых выполнена с форсунками для подачи горючего, и сопло Лаваля. Недостатком известного двигателя является невозможность достижения сверхвысоких давлений в камере сгорания. Задачей изобретения является создание условий для получения сверхвысоких давлений в камере сгорания. Задача изобретения решается путем совмещения многих пульсирующих камер сгорания в едином блоке и работающих при сверхвысоком давлении, а именно тем, что маршевый пульсирующий ракетный двигатель, содержащий блок камер сгорания, каждая из которых выполнена с форсунками для подачи горючего, и сопло Лаваля, выполнен работающим на самовоспламеняющемся топливе, блок камер сгорания, имеющий возможность выдерживать давление до 1000 атм, выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит, формирующих камеры сгорания с соплами и скрепленных между собой через жаропрочную прокладку болтовыми соединениями, и имеющий возможность накапливать избыточное тепло, камеры сгорания выполнены шарообразными, в них установлены форсунки для подачи топлива, при этом форсунки связаны с установленными на верхней плите блока электронными инжекторными агрегатами, в нижней плите расположены сопла Лаваля каждой камеры, две противоположно расположенные камеры имеют тангенциальные сопла, позволяющие управлять положением двигателя по крену, причем площадь внутренней поверхности камеры сгорания в 5000 раз превышает площадь критического сечения сопла, при этом блок камер сгорания имеет внутренние проходы для окислителя, имеющие возможность охлаждать блок при длительной работе. На фиг.1 изображен общий вид двигателя. На фиг.2 изображено сечение по А-А на фиг.1. Двигатель выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит 1 и 2, изготовленных толстостенными из жаропрочной стали и скрепленных между собой болтовыми соединениями 3 через жаропрочную прокладку 4. Скрепленные плиты 1, 2 образуют блок камер сгорания 5, работающий при сверхвысоком (до 1000 атм) давлении. Каждая камера сгорания имеет форсунки для подачи топлива (горючего 7 и окислителя 8) с помощью электронных инжекторных агрегатов 9, установленных на верхней плите 2, и сопло Лаваля 6 - в нижней плите 1. Двигатель работает на самовоспламеняющемся топливе, состоящем из окислителя (азотной кислоты 82,8 мас.%) и горючего (смеси 50-50% ксилидина СС8Н11N и триэтиламина С6Н15N). Компоненты топлива по трубопроводам 10, 11 соответственно горючего и окислителя подаются в электронные инжекторные агрегаты 9 из топливных баков (не показаны) под давлением, образующимся за счет ускоренного движения ракеты. Две противоположно расположенные камеры сгорания 5 имеют тангенциальные сопла 13 с клапанами 12 и используются для управления положением двигателя по крену. Управление по рысканию и тангажу осуществления путем отключения соответствующих групп камер сгорания 5. Площадь внутренней поверхности камер сгорания 5 в 500 раз превышает площадь критического сечения сопла Лаваля 6. Принцип работы двигателя рассмотрим на примере. Брали плиты 1 и 2, которые скрепляли болтовыми соединениями 3. При этом внутри плит 1, 2 образовывали 9 камер сгорания 5 объемом по одному литру каждая и сопла Лаваля 6 с площадью критического сечения 1 см2. В камеры сгорания 5 с помощью электронных инжекторных агрегатов 9 впрыскивали с частотой 5 Гц порции самовоспламеняющегося топлива, причем каждая порция массой 100 г практически мгновенно поднимала давление в каждой камере сгорания до 1000 атм. Процесс истечения образовавшихся газов обеспечивали в квазистационарном режиме при продолжительности 0,2 сек с учетом времени задержки самовоспламенения компонентов топлива (25 мсек), при этом максимальную пиковую тягу девятикамерного двигателя поднимали до 10 тонн при средней тяге 5 тонн. Применяют такой двигатель для переброски больших грузов (до 1 тонны) малогабаритными ракетами на расстояние до 50 км, при этом время работы двигателя не превосходит одной минуты, а сам двигатель в этом случае не охлаждают, так как теплоемкости металла достаточно для съема тепла при пульсирующем режиме работы.Формула изобретения
1. Маршевый пульсирующий ракетный двигатель, содержащий блок камер сгорания, каждая из которых имеет форсунки для подачи топлива, и сопло Лаваля, отличающийся тем, что двигатель выполнен работающим на самовоспламеняющемся топливе, а блок камер сгорания, имеющий возможность выдерживать давление до 1000 атм, выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит, формирующих камеры сгорания с соплами и скрепленных между собой через жаропрочную прокладку болтовыми соединениями, и имеющий возможность накапливать избыточное тепло, камеры сгорания выполнены шарообразными, в них установлены форсунки для подачи топлива, при этом форсунки связаны с установленными на верхней плите блока электронными инжекторными агрегатами, в нижней плите расположены сопла Лаваля каждой камеры, две противоположно расположенные камеры имеют тангенциальные сопла, позволяющие управлять положением двигателя по крену, причем площадь внутренней поверхности камеры сгорания в 500 раз превышает площадь критического сечения сопла. 2. Маршевый пульсирующий двигатель по п.1, отличающийся тем, что блок камер сгорания имеет внутренние проходы для окислителя, имеющие возможность охлаждать блок при длительной работе.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2www.findpatent.ru
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель содержит, в частности, цилиндрическую камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные патрубки, форсунку и запальную свечу. Впускные патрубки на цилиндрической камере сгорания размещены оппозитно. Подача топлива осуществляется через вихревую предкамеру во фронтовой части камеры сгорания. Изобретение повышает термодинамический КПД путем увеличения амплитуды пульсации давления. 1 ил.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.
Известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (далее ПуВРД) немецкой крылатой ракеты времен Второй мировой войны Фау-1 (см. Г.Б.Синярев, М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. - Оборонгиз, 1957, с.19, 20). Он представляет собой открытый с обоих торцов канал круглого поперечного сечения, включающий последовательно расположенные входной диффузор, клапанную решетку, камеру сгорания и выходное устройство, состоящее из конфузора и выхлопной трубы, а также систему топливоподачи и систему зажигания с электрозапалом, установленным в камере сгорания. В общем случае входное и выходное устройства двигателя могут иметь форму, отличную от прототипа, поэтому в дальнейшем будем называть их принятыми терминами - воздухозаборник и сопло.
Клапанная решетка представляет собой конструкцию из несущих элементов - поперечных стержней, подвижных элементов - плоских упругих пластин постоянной толщины, прикрепленных к боковым граням стержней попарно параллельно друг другу на расстоянии, равном толщине стержня, и опорных проставок, размещенных посредине между парами пластин параллельно им. В каждой паре между пластинами имеется глухой зазор, обращенный назад. Пластины и проставки образуют продольные каналы для прохода воздуха.
Набегающий на двигатель поток проходит через воздухозаборник и клапанную решетку в камеру сгорания. Туда же подается легкоиспаряющееся топливо, после чего топливовоздушная смесь воспламеняется искрой электрозапала. Быстро расширяющиеся во все стороны продукты сгорания, попадая в глухой зазор между пластинами, тормозятся, в результате чего давление там возрастает. Это вызывает изгиб пластин в стороны до контакта с опорными проставками или боковыми стенками. Воздушные каналы клапанной решетки оказываются перекрытыми. Продукты сгорания истекают через сопло в атмосферу, а их давление на закрытую клапанную решетку создает импульс тяги двигателя.
После падения давления пластины клапанной решетки под действием своей упругости, а также разрежения, создаваемого в камере инерцией истекающих газов, возвращаются в исходное положение. В камеру поступает очередная порция воздуха, и цикл повторяется.
Клапанная решетка служит основным, но не единственным элементом узла, создающего тягу пульсирующего двигателя и включающего также боковые стенки, детали крепления и др. Кроме того, функцию создания тяги в таком двигателе могут выполнять и другие устройства. Поэтому в дальнейшем будем пользоваться общим термином "тяговый узел" (как часть двигателя) и конкретным - клапанная решетка тягового узла.
Достоинствами ПуВРД с механическими клапанными решетками являются простота и дешевизна, небольшой вес, надежность. Их недостаток - плохие тяговые характеристики, а именно низкая удельная и лобовая тяга, высокий удельный расход топлива, импульсный характер тяги, но главное - низкий ресурс клапанов.
Также известны конструкции ПуВРД, использующие аэродинамические клапаны (Нестационарное распространение пламени./Под ред. Дж.Г.Маркштейна, М.: Мир, 1968, с.401-407). Кроме того, ПуВРД, в которых осуществлена замена механических клапанов на аэродинамические, описаны в патентах США №2796735, 1957; №2796734, 1957; №2746529, 1956; №2822037, 1958; 2812635, 1957.
К недостаткам таких ПуВРД следует отнести низкую амплитуду пульсаций давления и, соответственно, низкий термодинамический КПД (коэффициент полезного действия).
Повысить удельную и лобовую тягу и снизить удельный расход топлива можно путем увеличения амплитуды пульсаций давления, которое достигается путем увеличения скорости сгорания топливо-воздушной смеси в камере сгорания ПуВРД. Увеличение же амплитуды пульсаций приводит к росту термодинамического КПД и, соответственно, к снижению удельного расхода топлива.
Техническим результатом изобретения является повышение термодинамического КПД путем увеличения амплитуды пульсаций давления.
Поставленная техническая задача решается за счет интенсификации процесса массопереноса в камере сгорания, приводящего к росту скорости квазидетонационного горения и соответствующих изменений конструкции ПуВРД и его тягового узла. При этом, под "квазидетонационном" горением подразумевается горение с повышенными скоростями продвижения фронта пламени, составляющем в случае ПуВРД 10-20 м/с. Организация такого режима горения происходит за счет интенсивного массопереноса в камере сгорания. Скорость фронта пламени пропорциональна скорости массопереноса.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ПуВРД, содержащем, в частности, цилиндрическую камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные патрубки, форсунку и запальную свечу, впускные патрубки на цилиндрической камере сгорания размещены оппозитно, а подача топлива осуществляется через вихревую предкамеру во фронтовой части камеры сгорания.
Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности "новизна".
Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенное устройство имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.
Предложенное техническое решение промышленно применимо, т.к. может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".
Другие особенности и преимущества заявляемого изобретения станут понятны из следующего детального описания, приведенного исключительно в форме не ограничивающего примера и со ссылкой на прилагаемый чертеж, иллюстрирующий предпочтительный вариант реализации, на котором показана схема педлагаемого ПуВРД.
Позициями на чертеже показаны:
1 - камера сгорания,
2 - резонаторная труба,
3 - вихревая предкамера,
4 - форсунка,
5 - впускной патрубок вихревой предкамеры,
6 - впускные патрубки ПуВРД,
7 - направляющие аппараты,
8 - запальная свеча.
ПуВРД, представленный на чертеже, содержит камеру сгорания 1 с жестко закрепленной к нему резонаторной трубой 2. Во фронтовой части камеры сгорания 1 выполнены цилиндрическая вихревая предкамера 3 с топливной форсункой 4. Тангенциально к стенке предкамеры 3 установлен впускной патрубок 5 вихревой предкамеры. На стенке камеры сгорания 1 оппозитно выполнены впускные патрубки 6 ПуВРД, на выходе из которых установлены направляющие аппараты 7. На стенке камеры сгорания 1 закреплена запальная свеча 8.
Внутри камеры сгорания 1 при срабатывании запальной свечи 8 происходит взрывное (квазидетонационное) воспламенение топливо-воздушной смеси. При этом одновременно происходит выброс газа через резонаторную трубу 2 и впускные патрубки 5, 6, в направляющие аппараты 7, где он поворачивает на 90° для создания реактивной тяги в одном направлении с резонаторной трубой 2. Далее по мере продвижения волны давления по резонаторной трубе 2 в камере сгорания 1 создается разрежение и происходит впуск воздуха через впускные патрубки 5 и 6, а из резонаторной трубы 2 входят высокотемпературные продукты сгорания. Оппозитно направленные впускные патрубки 6 формируют встречные струи атмосферного воздуха, которые соударяясь в среде высокотемпературных продуктов сгорания, вошедших из резонатора 2, обеспечивают высокий уровень турбулентного массопереноса и, соответственно, высокую "квазидетонационную" скорость сгорания, приводящую к росту максимального давления цикла и, соответственно, термодинамического КПД. Вихревая предкамера 3 осуществляет предварительную газификацию жидкого топлива, необходимую для протекания процесса горения с высокой скоростью, и образование прецессирующей зоны обратных токов, имеющей резонансную частоту, совпадающую с частотой пульсаций ПуВРД в диапазоне 150-200 Гц.
Разумеется, изобретение не ограничивается описанным примером его осуществления, показанным на прилагаемом чертеже. Остаются возможными изменения различных элементов либо замена их технически эквивалентными, не выходящие за пределы объема настоящего изобретения
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД), содержащий, в частности, цилиндрическую камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные патрубки, форсунку и запальную свечу, отличающийся тем, что впускные патрубки на цилиндрической камере сгорания размещены оппозитно, а подача топлива осуществляется через вихревую предкамеру во фронтовой части камеры сгорания.
www.findpatent.ru
Av. Impulsrakete, periodische Rakete
Универсальный русско-немецкий словарь. Академик.ру. 2011.
Воздушно-реактивный двигатель — (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, содержащимся в воздухе. За счёт реакции окисления рабочее тело нагревается… … Википедия
Реактивный двигатель — Испытания ракетного двигателя Спейс Шаттла … Википедия
Авиационный двигатель — Запрос «Авиадвигатель» перенаправляется сюда; см. также другие значения. По теме Авиационный двигатель должна быть отдельная статья, а не страница разрешения неоднозначностей. После создания основной статьи страницу разрешения неоднозначностей,… … Википедия
реактивный двигатель — двигатель, тяга которого создаётся реакцией (отдачей) вытекающей из него струи рабочего тела. Под рабочим телом применительно к двигателям понимают вещество (газ, жидкость, твёрдое тело), с помощью которого тепловая энергия, выделяющаяся при… … Энциклопедия техники
Двигательная установка космического аппарата — Маршевый двигатель транспортной системы «Спейс Шаттл» во время огневых испытаний в «Космическом центре и … Википедия
ПВРД — Воздушно реактивный двигатель (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется атмосферный воздух, нагреваемый за счёт химической реакции окисления горючего кислородом, содержащимся в самом рабочем теле. Впервые … Википедия
ПуВРД — Воздушно реактивный двигатель (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется атмосферный воздух, нагреваемый за счёт химической реакции окисления горючего кислородом, содержащимся в самом рабочем теле. Впервые … Википедия
Ракета «воздух-поверхность» — Пуск AGM 65 штурмовиком A 10. Ракета «воздух поверхность» («воздух земля») управляемая авиационная ракета, предназначенная для поражения целей … Википедия
Авиационные двигатели — Звездообразный двигатель в разрезе паровой авиационный двигатель поршневой авиационный двигатель Газотурбинный двигатель пульсирующий воздушно реактивный двигатель Турбовинтовой двигатель турбовентиляторный двигатель Воздушно реактивный двигатель … Википедия
Транспортное средство — Основная статья: Транспорт Автомобили сейчас являются самыми распространенным транспортными средствами, использующими двигатель внутреннего сгорания … Википедия
Martin Gorgon — «Горгона 4» под крылом P 61A. Мартин «Горген» (англ. Gorgone, буквально «Горгона» … Википедия
universal_ru_de.academic.ru
РДработающий в импульсном режиме (периодически включается на заданное короткое время) в результате периодич. впрыска топлива (в ЖРД), периодич. нагрева рабочего тела для его сублимации (в электрич. РД) и т. п. Осн. двигатель для ориентации и стабилизации КА. См. рис.
Импульсный ракетный двигатель системы ориентации ИСЗ (США)
Большой энциклопедический политехнический словарь. 2004.
Ядерный ракетный двигатель — (ЯРД) разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают реактивными (нагрев рабочего тела в ядерном реакторе и вывод газа через сопло) и импульсными (ядерные взрывы… … Википедия
Термоядерный ракетный двигатель — варианты конструкции ТЯРД Термоядерный ракетный двигатель (ТЯРД) перспективный ракетный двигатель для космических полётов, в котором для создания тяги предполагаетс … Википедия
Электрический ракетный двигатель — (ЭРД) ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц[1]. Также встречаются названия, включающие слова реактивный и движитель. Комплекс, состоящий из… … Википедия
Электрический ракетный двигатель сильноточный — Электромагнитный ракетный двигатель, плазменный ракетный двигатель, ЭРД электрический ракетный двигатель, создающий тягу за счёт разгона в электромагнитном поле рабочего тела, превращённого в плазму. Принципы работы ЭРД состоит из двух основных… … Википедия
жидкостный ракетный двигатель малой тяги — ЖРДМТ Ндп. микро ЖРД малый ЖРД жидкостный ракетный малый двигатель импульсный двигатель Жидкостный ракетный двигатель тягой не более 1600 Н. Пояснения ЖРДМТ используют в качестве исполнительного органа системы управления космических летательных… … Справочник технического переводчика
Электрический ракетный двигатель импульсный — ЭРД, работающий в режиме кратковременных импульсов длительностью от нескольких микросекунд до нескольких милисекунд. Варьируя частоту включений РД и длительность импульсов, можно получать любые потребные значения суммарного импульса тяги. ДУ с… … Википедия
Ядерный реактивный двигатель — Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают собственно реактивными (нагрев рабочего тела в ядерном реакторе и вывод газа через… … Википедия
Тунгуска (зенитный пушечно-ракетный комплекс) — У этого термина существуют и другие значения, см. Тунгуска … Википедия
Двигательная установка космического аппарата — Маршевый двигатель транспортной системы «Спейс Шаттл» во время огневых испытаний в «Космическом центре и … Википедия
ЭРД — Электрический ракетный двигатель (ЭРД) ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в кинетическую энергию частиц.[1] Также встречаются названия, включающие слова реактивный и движитель. Комплекс,… … Википедия
dic.academic.ru
