Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, иногда называемый летающим дымоходом или прямоточным воздушно-реактивным двигателем (сокращение аэро термодинамической трубочки), является формой оснащенного воздушно-реактивным двигателем реактивного двигателя, который использует движение вперед двигателя, чтобы сжать поступающий воздух без ротационного компрессора. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут произвести толкнувший нулевая скорость полета; они не могут переместить самолет от бездействия. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель привел транспортное средство в действие, поэтому, требует, чтобы помогший взлетел как ракета, помогают ускорять его к скорости, где это начинает производить толчок. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели работают наиболее эффективно на сверхзвуковых скоростях вокруг. Этот тип двигателя может работать до скоростей.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть особенно полезными в заявлениях, требующих маленького и простого механизма для быстродействующего использования, таких как ракеты или артиллеристские снаряды. Проектировщики оружия надеются использовать технологию прямоточного воздушно-реактивного двигателя в артиллеристских снарядах, чтобы дать добавленный диапазон; 120-миллиметровый минометный снаряд, если помогли прямоточным воздушно-реактивным двигателем, как думают, в состоянии достигнуть диапазона. Они также использовались успешно, хотя не эффективно, как опрокидывают самолеты на конце несущих винтов вертолета.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели отличаются от pulsejets, которые используют неустойчивое сгорание; прямоточные воздушно-реактивные двигатели используют непрерывный процесс сгорания. Они подобны scramjets, система, разработанная для более высоких скоростей, который использует сверхзвуковой поток воздуха в его камере сгорания. В то время как scramjet работает с той же самой технологией, процесс сгорания отличается немного, приводя к более высокой скорости круиза.
L'Autre Monde: ou les États et Empires de la Lune (Смешная История Штатов и Империи Луны) был первым из трех сатирических романов, написанных Сирано де Бержераком, которые рассматривают среди первых научно-фантастических рассказов. Артур К Кларк поверил этой книге за изобретение прямоточного воздушно-реактивного двигателя и быть первым примером космического полета с ракетным двигателем.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель был задуман в 1913 французским изобретателем Рене Лорином, которому предоставили патент для его устройства. Попытки построить прототип потерпели неудачу из-за несоответствующих материалов.
В 1915 венгерский изобретатель Альберт Фоно создал решение для увеличения диапазона артиллерии, включив начатый оружием снаряд, который должен был быть объединен с единицей толчка прямоточного воздушно-реактивного двигателя, таким образом дав большое расстояние от относительно низких скоростей морды, позволив тяжелым раковинам стреляться из относительно легкого оружия. Фоно представил свое изобретение Austro-венгерской армии, но предложение было отклонено. После Первой мировой войны Фоно вернулся к теме реактивного движения, в мае 1928, описав «воздушный реактивный двигатель», который он описал как являющийся подходящим для высотного сверхзвукового самолета в немецкой заявке на патент. В дополнительной заявке на патент он приспособил двигатель к подзвуковой скорости. Патент наконец предоставили в 1932 после четырех лет экспертизы (немецкий Доступный № 554,906, 1932-11-02).
В Советском Союзе теория сверхзвуковых двигателей прямоточного воздушно-реактивного двигателя была представлена в 1928 Борисом Стечкиным. Юрий Победоносцев, руководитель 3-й Бригады НАСМЕШКИ, выполнил большое исследование двигателей прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Первый двигатель, НАСМЕШКА 04, был разработан И.А. Меркуловым и проверен в апреле 1933. Чтобы моделировать сверхзвуковой полет, это питалось воздушным путем сжатым и было заправлено водородом. НАСМЕШКА 08 питаемых фосфором прямоточных воздушно-реактивных двигателей была проверена, стреляя его из орудия артиллерии. Эти раковины, возможно, были первыми снарядами с реактивным двигателем, которые сломают скорость звука.
В 1939 Меркулов сделал дальнейшие тесты прямоточного воздушно-реактивного двигателя, используя двухэтапную ракету, R-3. В августе того года он разработал первый двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя для использования в качестве вспомогательного двигателя самолета, 1 немецкая марка. Первый в мире приведенный в действие прямоточным воздушно-реактивным двигателем полет самолета имел место в декабре 1939, используя две немецких марки 2 двигателя на измененном Поликарпове I-15. Меркулов проектировал истребитель прямоточного воздушно-реактивного двигателя «Samolet D» в 1941, который никогда не заканчивался. Два из его двигателей за 4 немецких марки были установлены на Яке 7 борцов PVRD, во время Второй мировой войны. В 1940 экспериментальный самолет Kostikov-302 был разработан, приведен в действие ракетой жидкого топлива для взлета и двигателями прямоточного воздушно-реактивного двигателя для полета. В 1944 был отменен тот проект.
В 1947 Мстислав Кельдыш предложил диаметрально противоположный бомбардировщик дальнего действия, подобный бомбардировщику Sänger-Bredt, но двинулся на большой скорости прямоточным воздушно-реактивным двигателем вместо ракеты. В 1954 NPO Лавочкин и Институт Кельдыша начал развитие trisonic приведенная в действие прямоточным воздушно-реактивным двигателем крылатая ракета, Burya. Этот проект конкурировал с R-7 МБР, развиваемой Сергеем Королевым, и был отменен в 1957.
В 1936 Гельмут Уолтер построил испытательный двигатель, приведенный в действие природным газом. Теоретическая работа была выполнена в BMW и Junkers, а также DFL. В 1941 Ойген Зенгер DFL предложил двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя с очень высокой температурой камеры сгорания. Он построил очень большие трубы прямоточного воздушно-реактивного двигателя с и диаметр и выполнил тесты на сгорание на грузовиках, и на специальной испытательной буровой установке на Dornier Делают 17Z на скоростях полета до. Позже, с бензином, становящимся недостаточными в Германии из-за военных условий, тесты были выполнены с блоками нажатой угольной пыли как топливо, которые не были успешны должные замедлить сгорание.
ВМС США развили серию ракет класса воздух-воздух под именем «Горгоны», использующей различные механизмы толчка, включая толчок прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Горгона прямоточного воздушно-реактивного двигателя IVs, сделанный Гленном Мартином, была проверена в 1948 и 1949 в Военно-морском Пункте Аэродрома Mugu. Сам двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя был разработан в университете южной Калифорнии и произведен Авиакомпанией Marquardt. Двигатель был длинен и в диаметре и был помещен ниже ракеты (см. фотографию).
Выдающийся швейцарский астрофизик Фриц Цвики был директором по научно-исследовательской работе в Воздушно-реактивном и имеет много патентов в реактивном движении. Американские Доступные 5121670 для Акселератора Поршня, и американские Доступные 4722261 Растяжимое Орудие Поршня. Американский военно-морской флот не позволил бы Фрицу Цвики публично обсуждать свое собственное изобретение, американские Доступные 2,461,797 для Подводного Самолета, самолета поршня, который выступает в жидкой среде. Работа Фрица Цвики хроник времени в «Скучавших швейцарцах», 11 июля 1955, и «Подводный Самолет» в номере 14 марта 1949.
Во Франции работы Рене Ледюка были известны. Модель Ледюка, Ледук 0.10 был одним из первых приведенных в действие прямоточным воздушно-реактивным двигателем самолетов, которые полетят в 1949.
В 1958 Грифон 1500 года Nord достиг.
Цикл Брайтона - термодинамический цикл, который описывает работы газотурбинного двигателя, основание оснащенного воздушно-реактивным двигателем реактивного двигателя и других. Это называют в честь Джорджа Брейтона (1830–1892), американского инженера, который развил его, хотя это было первоначально предложено и запатентовано англичанином Джон Барбер в 1791. Это также иногда известно как цикл Джоуля.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель разработан вокруг его входного отверстия. Объект, перемещающийся в высокую скорость через воздух, производит область высокого давления вверх по течению. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель использует это высокое давление перед двигателем, чтобы вызвать воздух через трубу, где это нагрето, воспламенившись часть его с топливом. Это тогда передано через носик, чтобы ускорить его к сверхзвуковым скоростям. Это ускорение дает прямоточному воздушно-реактивному двигателю вперед толчок.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель иногда упоминается как 'летающий дымоход', очень простое устройство, включающее воздухозаборник, камеру сгорания и носик. Обычно, единственные движущиеся части - те в пределах turbopump, который качает топливо к камере сгорания в прямоточном воздушно-реактивном двигателе жидкого топлива. Твердотопливные прямоточные воздушно-реактивные двигатели еще более просты.
Посредством сравнения турбореактивный двигатель использует управляемого газовой турбиной поклонника, чтобы сжать воздух далее. Это дает большее сжатие и эффективность и намного больше власти на низких скоростях, где эффект поршня слабый, но также более сложный, более тяжелый и дорогой, и температурные пределы турбинной секции ограничивают максимальную скорость и толкают высокую скорость.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели пытаются эксплуатировать очень высокое динамическое давление в пределах воздуха, приближающегося к губе потребления. Эффективное потребление возвратит большую часть freestream давления застоя, которое используется, чтобы поддержать процесс сгорания и расширения в носике.
Большинство прямоточных воздушно-реактивных двигателей работает на сверхзвуковых скоростях полета и использует один или несколько конический (или наклонный) ударные волны, законченные сильным нормальным шоком, чтобы замедлить поток воздуха к подзвуковой скорости в выходе потребления. Дальнейшее распространение тогда требуется, чтобы получать отставку скорость вниз к подходящему уровню для камеры сгорания.
Подзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям не нужно такое сложное входное отверстие, так как поток воздуха уже подзвуковой, и простое отверстие обычно используется. Это также работало бы на немного сверхзвуковых скоростях, но поскольку воздух задохнется во входном отверстии, это неэффективно.
Входное отверстие расходящееся, чтобы обеспечить постоянную входную скорость.
Как с другими реактивными двигателями, работа камеры сгорания состоит в том, чтобы создать горячий воздух при горении топлива с воздухом в чрезвычайно постоянном давлении. Поток воздуха через реактивный двигатель обычно довольно высок, таким образом, защищенные зоны сгорания произведены при помощи 'держателей пламени', чтобы мешать огню прорваться.
С тех пор нет никакой нисходящей турбины, камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя может безопасно работать в стехиометрических fuel:air отношениях, который подразумевает выходную температуру застоя камеры сгорания заказа для керосина. Обычно, камера сгорания должна быть способна к работе по широкому диапазону параметров настройки дросселя для диапазона скоростей/высот полета. Обычно, защищенная экспериментальная область позволяет сгоранию продолжиться, когда потребление транспортного средства подвергается высокому отклонению от курса/подаче во время поворотов. Другие методы стабилизации пламени используют держателей пламени, которые варьируются по дизайну от банок камеры сгорания до простых плоских пластин, чтобы защитить пламя и улучшить топливное смешивание. Сверхзаправка камеры сгорания может заставить нормальный шок в пределах сверхзвуковой системы потребления быть продвинутым вне губы потребления, приводящей к существенному понижению потока воздуха двигателя и результирующей тяги.
Носик продвижения - критическая часть дизайна прямоточного воздушно-реактивного двигателя, так как он ускоряет выхлопной поток, чтобы произвести толчок.
Для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, работающего в подзвуковом Числе Маха полета, выхлопной поток ускорен через сходящийся носик. Для сверхзвукового Числа Маха полета ускорение, как правило, достигается через сходящийся расходящийся носик.
Хотя прямоточными воздушно-реактивными двигателями управляли столь же медленные как, ниже об они дают мало толчка и очень неэффективны из-за их низких отношений давления.
Выше этой скорости, учитывая достаточную начальную скорость полета, прямоточный воздушно-реактивный двигатель будет самоподдерживающимся. Действительно, если сопротивление транспортного средства не чрезвычайно высоко, комбинация двигателя/корпуса будет иметь тенденцию ускоряться к выше и более высокие скорости полета, существенно увеличивая температуру воздухозаборника. Поскольку это могло иметь неблагоприятный эффект на целостность двигателя и/или корпуса, топливная система управления должна уменьшить топливный поток двигателя, чтобы стабилизировать Число Маха полета и, таким образом, температура воздухозаборника к разумным уровням.
Из-за стехиометрической температуры сгорания, эффективность обычно хороша в высоких скоростях (вокруг), тогда как на низких скоростях относительно бедное отношение давления означает, что у прямоточных воздушно-реактивных двигателей побеждают турбореактивные двигатели, или даже ракеты.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть классифицированы согласно типу топлива, жидкости или тела; и ракета-носитель.
В прямоточном воздушно-реактивном двигателе жидкого топлива (LFRJ) топливо углеводорода (как правило), вводится в камеру сгорания перед flameholder, который стабилизирует пламя, следующее из сгорания топлива со сжатым воздухом от потребления (й). Средство оказывания нажима на и поставки топлива к ramcombustor требуется, который может быть сложным и дорогим. Аероспэтиэл-Селерг проектировал LFRJ, где топливо вызвано в инжекторы мочевым пузырем эластомера, который прогрессивно раздувает вдоль топливного бака. Первоначально, мочевой пузырь формирует плотно прилегающие ножны вокруг бутылки сжатого воздуха, от которой он раздут, который установлен продольно в баке. Это предлагает подход меньшей стоимости, чем отрегулированный LFRJ требование turbopump и связанных аппаратных средств, чтобы поставлять топливо.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель не производит статического толчка и нуждается в ракете-носителе, чтобы достигнуть передовой скорости достаточно высоко для эффективной операции системы потребления. Первые приведенные в действие прямоточным воздушно-реактивным двигателем ракеты использовали внешних ракет-носители, обычно твердо-движущие ракеты, или в тандеме, где ракета-носитель установлена немедленно в кормовой части прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например, Морской Стрелки или юбки с запахом, где многократные ракеты-носители приложены рядом за пределами прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например, SA-4 Ganef. Выбор договоренности ракеты-носителя обычно стимулирует размер платформы запуска. Тандемная ракета-носитель увеличивает полную длину системы, тогда как всеобъемлющие ракеты-носители увеличивают полный диаметр. Всеобъемлющие ракеты-носители будут обычно производить более высокое сопротивление, чем тандемная договоренность.
Интегрированные ракеты-носители предоставляют более эффективную упаковочную возможность, так как топливо ракеты-носителя брошено в иначе пустой камере сгорания. Этот подход использовался на теле, например Выгодный SA-6, жидкость, например ASMP и ducted ракета, например Метеор, проекты. Интегрированные проекты осложнены различными требованиями носика повышения и фазами прямоточного воздушно-реактивного двигателя полета. Из-за выше уровней толчка ракеты-носителя, носик различной формы требуется для оптимального толчка по сравнению с требуемым для ниже прямоточный воздушно-реактивный двигатель толчка sustainer. Это обычно достигается через отдельный носик, который изгнан после истощения горячего сторонника. Однако проекты, такие как особенность Метеора nozzleless ракеты-носители. Это предлагает преимущества устранения опасности, чтобы запустить самолет от изгнанных обломков носика повышения, простоты, надежности и уменьшенной массы и стоить, хотя это должно быть продано против сокращения работы по сравнению с обеспеченным специальным носиком ракеты-носителя.
Небольшое изменение на прямоточном воздушно-реактивном двигателе использует сверхзвуковой выхлоп от процесса сгорания ракеты, чтобы сжать и реагировать с поступающим воздухом в главной камере сгорания. Это имеет преимущество предоставления толчка даже на нулевой скорости.
В твердом топливе объединило прямоточный воздушно-реактивный двигатель ракеты (SFIRR) твердое топливо брошено вдоль внешней стены ramcombustor. В этом случае топливная инъекция посредством удаления топлива горячим сжатым воздухом от потребления (й). В кормовой части миксер может использоваться, чтобы повысить эффективность сгорания. SFIRRs предпочтены по LFRJs для некоторых заявлений из-за простоты поставки топлива, но только когда требования удушения минимальны, т.е. когда изменения в высоте или Числе Маха ограничены.
В ducted ракете твердый топливный генератор газа производит горячий богатый топливом газ, который сожжен в ramcombustor со сжатым воздухом, поданным потреблением (ями). Поток газа улучшает смешивание топлива и воздуха и увеличивает полное восстановление давления. В throttleable ducted ракете, также известной как переменный поток ducted ракета, клапан позволяет газовому выхлопу генератора быть задушенным, позволяя контроль толчка. В отличие от LFRJ, твердые движущие прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут вспылить. ducted ракета сидит где-нибудь между простотой SFRJ и неограниченным throttleability LFRJ.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно дают минимальный толчок ниже приблизительно половины скорости звука, и они неэффективны (меньше чем 600 секунд), пока скорость полета не превышает из-за низких степеней сжатия. Даже выше минимальной скорости, широкий конверт полета (ряд условий полета), такой как низко к высоким скоростям и низко к большим высотам, может вызвать значительные компромиссы дизайна, и они имеют тенденцию работать лучше всего оптимизированные на одну разработанную скорость и высоту (проекты пункта). Однако прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно выигрывают у основанных на газовой турбине проектов реактивного двигателя и работы лучше всего над сверхзвуковыми скоростями (Машина 2–4). Хотя неэффективный на более медленных скоростях, они более топливосберегающие, чем ракеты по их всему полезному рабочему диапазону до, по крайней мере.
Работа обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей падает выше Машины с 6 должных к разобщению и падению давления, вызванному шоком, поскольку поступающий воздух замедляют к подзвуковым скоростям для сгорания. Кроме того, входные повышения температуры камеры сгорания к очень высоким ценностям, приближаясь к пределу разобщения в некотором ограничивающем Числе Маха.
Другой пример этого - воздух turboramjet, которому привел компрессор в действие газ, нагретый через теплообменник в пределах камеры сгорания.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели всегда замедляют поступающий воздух к подзвуковой скорости в пределах камеры сгорания. Scramjets, или «сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель сгорания» подобны прямоточным воздушно-реактивным двигателям, но часть воздуха проходит весь двигатель на сверхзвуковых скоростях. Это увеличивает давление застоя, восстановленное от freestream, и улучшает результирующую тягу. Теплового удушья выхлопа избегают при наличии относительно высокой сверхзвуковой воздушной скорости при входе камеры сгорания. Топливная инъекция часто в защищенную область ниже шага в стене камеры сгорания. Хотя scramjet двигатели изучались в течение многих десятилетий, только недавно имейте маленькие экспериментальные единицы проверенный полет и затем только очень кратко (например, Boeing X-43).
С мая 2010 этот двигатель был проверен, чтобы достигнуть в течение 200 секунд на X-51A Waverider.
Вариант чистого прямоточного воздушно-реактивного двигателя - двигатель 'с комбинированным циклом', предназначенный, чтобы преодолеть ограничения чистого прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Один пример этого - двигатель САБЛИ; это использует предварительный кулер, позади которого оборудование прямоточного воздушно-реактивного двигателя и турбины.
Двигатель ATREX, разработанный в Японии, является экспериментальным внедрением этого понятия. Это использует топливо жидкого водорода в довольно экзотической, договоренности единственного поклонника. Топливо жидкого водорода накачано через теплообменник в воздухозаборнике, одновременно нагрев жидкий водород, и охладив поступающий воздух. Это охлаждение поступающего воздуха важно по отношению к достижению разумной эффективности. Водород тогда продолжается через второе положение теплообменника после секции сгорания, где горячий выхлоп используется, чтобы далее нагреть водород, превращая его в газ очень высокого давления. Этот газ тогда передан через подсказки поклонника, чтобы предоставить движущую силу поклоннику на подзвуковых скоростях. После смешивания с воздухом это сожжено в камере сгорания.
Ятаган Двигателей Реакции был предложен для сверхзвукового авиалайнера LAPCAT и САБЛИ Двигателей Реакции для Двигателей Реакции Skylon spaceplane.
Во время холодной войны Соединенные Штаты проектировали и проверенный на землю прямоточный воздушно-реактивный двигатель с ядерной установкой под названием Проект Плутон. Эта система не использовала сгорания; ядерный реактор нагрел воздух вместо этого. Проект был в конечном счете отменен, потому что МБР, казалось, служили цели лучше, и потому что низколетящая радиоактивная ракета могла вызвать проблемы для любых союзнических солдат.
Верхняя атмосфера выше о содержит monatomic кислород, произведенный солнцем через фотохимию. Понятие было создано НАСА для переобъединения этого тонкого газа назад к двухатомным молекулам на орбитальных скоростях, чтобы привести прямоточный воздушно-реактивный двигатель в действие.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель Bussard - космическое понятие двигателя, предназначенное, чтобы плавить межзвездный ветер и исчерпать его на высокой скорости из задней части транспортного средства.
ru.knowledgr.com
Понятие о точке переменной массы. Обычно в теоретической механике масса движущегося тела рассматривается как величина постоянная. Между тем можно указать много примеров движения тел, когда масса их изменяется с течением времени. При этом изменение массы может происходить путем отделения от те за его частиц или присоединения к нему частиц извне. Примерами подобного изменения массы движущегося тела являются в первом случае — ракеты разных классов, реактивные снаряды, ракетные мины и торпеды, во втором— движение какой-нибудь планеты, масса которой возрастает от падающих на нее метеоритов. Обе причины переменности массы одновременно действуют, например, в реактивном самолете с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, когда частицы воздуха засасываются в двигатель из атмосферы и затем выбрасываются из него вместе с продуктами горения топлива. Мы будем рассматривать только тот случай, когда процесс отделения от тела или присоединения к нему частиц происходит непрерывно. Тело, масса которого непрерывно изменяется с течением времени вследствие присоединения к нему или отделения от него материальных частиц, называют телом переменной массы. Если при движении тела переменной массы его размерами по сравне- [c.593]
Пример 4. Установим взаимосвязь между скоростью полета и скоростью истечения из прямоточного воздушно-реактивного двигателя, схема которого изображена на рис. 1,11. Во входном участке двигателя происходит преобразование скоростного напора набегающего потока в давление, [c.43]Основы теории прямоточного воздушно-реактивного двигателя даны впервые Б. С. Стечкиным в 1929 г. ). [c.43]
Наиболее совершенный цикл работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя был бы получен в том случае, если бы сжатие воздуха на участке н — к (рис. 1.11) осуществлялось по идеальной адиабате и скорость потока была бы доведена до нуля, подвод тепла в камере сгорания k — w происходил бы при постоянном давлении, после чего выхлопная смесь расширялась бы в сопле ю — а до атмосферного давления также по идеальной адиабате. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, работающий по указанному совершенному циклу, называют идеальным. [c.44]
Итак, в идеальном прямоточном воздушно-реактивном двигателе скоростной напор потока в выхлопном отверстии равен скоростному напору полета. [c.44]
Интересна одна особенность прямоточного воздушно-реактивного двигателя если сохранять неизменной температуру в камере сгорания, то величина реактивной тяги (см. 5, пример 4) [c.55]
Повышение давления в прямоточном воздушно-реактивном двигателе достигается за счет динамического сжатия воздуха перед входом в двигатель и в его диффузоре. Такой двигатель, как мы видели, эффективен только при очень большой скорости полета и вовсе не способен развивать [c.55]
Наибольшая сила тяги развивается прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который пригоден для полетов с большими сверхзвуковыми скоростями (более чем в 2—3 раза превышающими скорость звука). [c.570]Теоретический цикл турбореактивного двигателя (рис. 17.44) аналогичен циклу прямоточного воздушно-реактивного двигателя и состоит из тех же самых процессов различие заключается в том, что в турбореактивном двигателе необходимое сжатие воздуха обеспечивается компрессором, тогда как в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сжатие достигается только за счет одного скоростного напора. [c.571]
Турбореактивный двигатель вследствие дополнительного сжатия воздуха в компрессоре имеет большую (по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем) степень сжатия, а следовательно, и более высокий термический к. и. д. Наибольшее значение к. п. д. достигается при скоростях полета, близких к скорости звука (1000—1500 км ч). [c.571]
Самолет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летит со скоростью 400 м/с при температуре воздуха t = —20 °С. Приняв для воздуха ft = 1,41 w R = = 287 Дж/(кг-К), определить степень повышения давления в диффузоре ВРД. Процесс торможения считать адиабатным. [c.92]ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (СО СГОРАНИЕМ [c.421]
При скоростях 600—800 км]ч термический к. п. д. прямоточного двигателя не превышает 2—4% при сверхзвуковых скоростях к. п. д. и экономичность двигателя существенно возрастают. При больших скоростях полета, превышающих скорость звука в 2 и более раз, прямоточный воздушный реактивный двигатель является наиболее экономичным. Термический к. п. д. можно записать иным способом [c.423]
Цикл прямоточных воздушно-реактивных двигателей с горением топлива при постоянном давлении [c.96]
Ряс. 9-8, Изображение цикла прямоточного воздушно-реактивного двигателя на диаграмме v — p [c.97]
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели имеют невысокие к. п. д., особенно при небольших скоростях из-за незначительней степени сжатия, создаваемой в диффузоре за счет скоростного напора. [c.179]
Чтобы повысить степень сжатия, а следовательно, и термический к. п. д. прямоточного воздушно-реактивного двигателя при скоростях полета ООО км/ч, харак- [c.202]
У большинства вертолетов имеется механический привод несущих винтов, т. е. крутящий момент передается на несущий винт через валы. В таких конструкциях необходимы трансмиссия и средства для уравновешивания крутящих моментов несущих винтов. При другом способе привода несущего винта — реактивном — холодный или горячий воздух выбрасывается из сопел, размещенных на концах или на задней кромке лопастей. Известны конструкции вертолетов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах лопастей или с реактивными закрылками, куда подается сжатый воздух, генерируемый в фюзеляже. Поскольку в этом случае крутящий момент несущего винта не передается на фюзеляж вертолета (передается лишь незначительный момент трения в подшипниках вала), то трансмиссия и устройства, уравновешивающие крутящий момент, не нужны, что дает существенную экономию массы. Система реактивного привода несущего винта в принципе легче и проще, хотя аэродинамическая и термодинамическая эффективность вертолета ниже. Вертолет с реактивным приводом нуждается в дополнительном устройстве путевого управления. Возможно использование аэродинамических поверхностей типа руля направления, однако на малых скоростях полета они неэффективны. [c.301]
На рис. 18-15 представлена схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с подводом теплоты при р = onst. Двигатель состоит пз диффузора 1, где сжимается воздух, камеры сгорания 2, в которую через ряд форсугюк вводится топливо. Воспламенение [c.289]
Исли дав.чение за турбиной выше, чем перед компрессором, то приведенная скорость истечения при одинаковых условиях полета у турбореактивного двигателя выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Но в последнем возможны более высокие температуры. Поэтому прямоточный воздушно-реактивный двигатель может развивать большие удельные тяги даже при меньших давлениях в реактивном сопле. Однако для увеличения тяги в турбореактивном двигателе можно поместить за турбиной вторую камеру сгорания (так называемую форсажную камеру), в которой газ может дополнительно нагреваться до такой же температуры, как и в прямоточном воздушно-реактивном двигателе. В этом случае тяга турбореактивного двигателя существенно возрастает. [c.57]Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (со сгоранием топлива при р = onst). Для предварительного сжатия воздуха в бескомпрессорном прямоточном двигателе используется скоростной. напор, создаваемый движением летательного аппарата. [c.568]
Реактивные двигатели (РД) — это двигатели с газообразным рабочим телом, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания, расширяющихся в соплах и создающих силу тяги при истечении в сторону, противоположную движению аппарата. Существует классификация РД, в которой эти двигатели подразделяются на две основные группы воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные, или турбореактивные, и бескомп-рессорные — прямоточные и пульсирующие. В воздушно-реактивных двигателях окислителем топлива служит атмосферный воздух. Ракетные двигатели подразделяют на жидкостные и двигатели, работающие на твердом топливе. В ракетных двигателях окислитель топлива (например, жидкий кислород) находится на борту летательного аппарата [21, 24]. [c.154]
В идеальном цикле прямоточного воздущно-реактивного двигателя процесс сжатия воздуха 12 (рис. 1.32, а) является адиабатным. Подвод теплоты дх происходит в камере сгорания при постоянном давлении (процесс 24), после чего в реактивном сопле с су-ществляется адиабатное расширение (процесс 45) до давления внешней среды. Процесс 51 отдачи теплоты от рабочего тела внешней среде — изобарный. Таким образом, диаграмма цикла прямоточного воздушно-реактивного двигателя по форме совпадает с диаграммой цикла турбореактивного двигателя. [c.62]
Рассмотрим простейший с точки зрения общей схемы тип ВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД). Схема ПВРД изображена на рис. 62. ПВРД с аэродинамической точки зрения представляет собой профилированный канал, состоящий из диффузора, камеры сгорания и выхлопного сопла. Диффузор необходим для организации выгодного режима горения в камере сгорания при малых скоростях потока воздуха. Сопло необходимо для разгона газа за счет перепада давлений в подогретом газе в камере сгорания и во внешнем пространстве. В соответствии с тем, что дает [c.138]
Меркулов И. А. Первые экспериментальные исследования прямоточных воздушно-реактивных двигателей ГИРД. — В сб. Из истории авиации и кос- [c.404]
В тяжелых условиях, при температуре 1400 °С, приходится работать некоторым деталям прямоточных воздушно-реактивных и реактивных двигателей, а также некоторым элементам конструкций реактивных турбин. В наиболее тяжелых условиях работают детали газовых турбин — для них важны не только сопротивление окислению и газовой эрозии, но и высокая длительная прочность и сопротивление удару. Применение ниобиевых сплавов позволяет повысить температуру газа при выходе из турбины с 925 до 1370 °С, а это снижает отношение веса двигателя к его мощности с 0,150 до 0,060 кГ/квт, а расход топлива — с 0,44 до 0,315 кПквт в час. [c.280]
Воздух в этом реактивном двигателе не встречает на пути никаких механизмов. И двигатель поэтому называют прямоточным воздушно-реактивным двигателем, или, короче, ПВРД. [c.74]
И получается уже знакомый нам ПВРД —прямоточный воздушно-реактивный двигатель — газовая турбина без ротора, двигатель сверхскоростного самолета будущего [c.75]
Двухкоитурный турбореактивный двигатель (ДТРД) — газотурбинный двигатель, тяга которого создается в двух газовоздушных контурах (трактах). В качестве первого контура используется обычный ТРД. Вторым контуром служит либо прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ВРД), либо присоединенная к двигателю (посредством винта, вентилятора, компрессора или эжектора) струя. Между контурами двигателя обычно совершается обмен энергий. [c.196]
В порядке эксперимента была испытана молибденовая облицовка камеры сгорания реактивных двигателей. Облицовка с распыленным покрытием из сплава А1 — Сг — Si выдерживала испытания при 1315 в течение 14 мин при высокой скорости воздуха, с одной стороны, и высокой скорости продуктов сгорания — с другой. Другое потенциальное применение мслиб-дена — изготовление из него сопел прямоточных воздушно-реактивных двигателей. [c.425]mash-xxl.info
Прямоточный реактивный двигатель относится к отрасли транспортного машиностроения и предназначен для использования в авиационной технике. Прямоточный реактивный двигатель состоит из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой со свечой зажигания, и удлинительной трубы с сопловым насадком. В стенку камеры сгорания, примыкающую к воздухозаборнику, вмонтирован нагнетательный инжектор. Входной патрубок нагнетательного инжектора присоединен к внутренней полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали. В воздухозаборнике, в зоне скоростного потока воздуха, размещен топливный инжектор, соединенный с топливным баком трубопроводом. Изобретение направлено на повышение надежности работы в эксплуатации, долговечности и упрощение конструкции. 4 ил.
Прямоточный реактивный двигатель - ПРД, относится к отрасли транспортного машиностроения.
Из уровня авиационной техники известны реактивные двигатели RU(11) 2303152(13) C1, RU(11) 2305198(13) C1, турбореактивные двигатели RU(11) 2386050 (13) C2, камерные двигатели RU(21) 2008 137338/06 (13), а также конструкции отдельных узлов, входящих в устройство двигателя, таких как: воздухозаборник RU(21) 2008 141712/11 (13)A, инжекторный клапан для топлива RU 2008 139317/06, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя RU(21) 2008 137660/06 (13)А, система впрыска топлива на задней стенке камеры сгорания RU(21) 2008 138063/06 (13)А, … и др.
Вышеописанные двигатели имеют общий недостаток: сложную конструкцию, жесткий регламент по долговечности, надежности и сильно шумят.
Задачей изобретения является устранение указанных выше недостатков.
Поставленная задача решается конструкцией прямоточного реактивного двигателя, состоящего из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой, снабженной свечой зажигания, удлинительной трубы с сопловым насадком, у которого стенка камеры сгорания, примыкающая к воздухозаборнику, снабжена нагнетательным инжектором, который входным патрубком присоединен к полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали, а воздухозаборник, в зоне скоростного потока воздуха, снабжен топливным инжектором, соединенным трубопроводом с топливным баком самолета, а сам инжектор выполнен кольцевого типа.
На чертежах показаны:
на фиг.1 - продольный осевой разрез двигателя;
фиг.2 - вид В на фиг.1;
фиг.3 - вид А на фиг.1;
фиг.4 - узел 1 на фиг.1.
Прямоточный реактивный двигатель содержит: камеру сгорания 1 грушевидной формы, которая функционально больше схожа с котлом, в которой размещена диафрагма 2, образованная веером лепестков «а», закрученных по спирали, пусковую форсунку 3, снабженную свечой зажигания 4, нагнетательный инжектор 5, соединенный патрубком 6 с полостью высокого давления камеры сгорания, воздухозаборник 7, примыкающий к нагнетательному инжектору и снабженный топливным инжектором 8, расположенным в зоне скоростного потока воздуха, удлинительную трубу 9 с сопловым насадком 10, ребра-кронштейны 11, жестко закрепленные на теле камеры сгорания, на которых крепятся обтекатели 12-13 гондолы самолета.
Пусковая форсунка трубопроводами соединена с топливным баком и баллоном со сжатым воздухом (120 атм.) через эл. клапан и подкачивающую помпу. Свеча зажигания запитана на аккумулятор через кнопку «запуск». Система запуска и рабочая система работают по команде реле - РВ, которое обеспечивает выход двигателя на режим холостого хода. Топливный инжектор соединен с топливным баком через эл. клапан и подкачивающую помпу.
Работа двигателя.
Запуск. Нажимается кнопка «запуск», - срабатывает реле - РВ: включается подкачивающая помпа топлива бака, эл. клапан открывает подачу топлива и сжатого воздуха на пусковую форсунку, подается ток на свечу зажигания, происходит воспламенение топлива в камере сгорания вспышкой. В камере сгорания поднимается давление импульсом, потому что свободному выходу газов в удлинительную трубу препятствует диафрагма, поэтому газы устремляются через свободный объемный патрубок к конусу нагнетательного инжектора, который закачивает воздух из воздухозаборника в камеру сгорания (по принципу, как паровой инжектор закачивает воду в котел паром из этого же котла), эл. клапан открывает доступ топлива к топливному инжектору. Теперь в камеру сгорания закачивается топливная смесь. В работу вступила рабочая система топливообеспечения камеры сгорания. Через минуту отключается пусковая система. Двигатель работает в режиме холостого хода.
Газы из камеры сгорания поступают на диафрагму, закручиваются в межлепестковом пространстве, - энергия давления преобразуется в энергию скорости (зависящую от величины закрутки спирали лепестков диафрагмы), вихревой поток проходит удлинительную трубу, еще раз ускоряется на сопловом насадке, реактивная струя преобразуется в тягу двигателя.
Охлаждение двигателя (в статике) осуществляется за счет движения воздуха в подрубашечной полости, которое организуется разряжением воздуха за сопловым насадком.
Прямоточный реактивный двигатель скомпонован из общеизвестных узлов, показавших в эксплуатации надежность и долговечность. В двигателе нет ни одной движущейся и вращающейся детали.
Результатом такой компоновки двигателя и достигается положительный результат.
Прямоточный реактивный двигатель - ПРД, состоящий из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой со свечой зажигания, удлинительной трубы с сопловым насадком, отличающийся тем, что в стенку камеры сгорания, примыкающую к воздухозаборнику, вмонтирован нагнетательный инжектор, входной патрубок которого присоединен к внутренней полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали, а в воздухозаборнике - зоне скоростного потока воздуха размещен топливный инжектор, соединенный с топливным баком трубопроводом.
www.findpatent.ru
Cтраница 1
Прямоточный реактивный двигатель представляет собой канал сложного профиля. В средней части 2 двигателя происходит подвод тепла, выделяющегося в результате сгорания топлива. [2]
Идеальный цикл всех бескомпрессорных прямоточных реактивных двигателей первой группы имеет следующие процессы ( см. фиг. [3]
Для форсажных камер и прямоточных реактивных двигателей предложено высокоэнергетическое топливо на основе продуктов взаимодействия диборана и этилена, декаборана и моноолефи-новых углеводородов этилена, пропилена и бутилена. [4]
Специфические требования предъявляются к топливам для прямоточных реактивных двигателей, в частности, для этих двигателей нужны высокоэнергетические топлива с очень большой плотностью. [5]
Кольцевое крыло, в центре к-рого находится фюзеляжсамолета, служит одновременно для создания подъемной силы и как корпус прямоточного реактивного двигателя. [6]
Требования, предъявляемые к топливам для газовых турбин, на первый взгляд весьма близки к рассмотренным выше для прямоточных реактивных двигателей: наличие большой энергии, низкий молекулярный вес продуктов сгорания, хорошая воспламеняемость и эффективное стабильное горение. Существенно различаются требования только в отношении температуры сгорания, что обусловлено предельной рабочей температурой неохлаждаемой турбины. Сравнительно низкая температура ( примерно в 3 - 4 раза ниже температуры в камере сгорания прямоточного ракетного двигателя) достигается значительным отклонением состава смеси от стехио-метрического, или, другими словами, применением одного компонента в качестве разбавителя и охлаждающей среды. Поскольку рабочая температура в турбине определяется конструктивными факторами, низкий молекулярный вес продуктов сгорания практически утрачивает в этом случае свое значение. Теоретические соображения и опыт показывают, что низкий молекулярный вес продуктов сгорания обычно достигается при работе турбины на богатой смеси. [7]
При дозвуковой, околозвуковой и не очень большой сверхзвуковой скорости полета, когда сжатие газа в компрессоре существенно преобладает над расширением в турбине, турбореактивный двигатель сохраняет все свои преимущества перед прямоточным реактивным двигателем. [8]
Наряду с реактивными беспилотными самолетами Фау-1 ( являвшимися прообразами будущих крылатых ракет, немецкие инженеры и конструкторы, под руководством небезызвестного Вернера фон Брауна, создали и освоили в производстве не имевшие в мире аналогов баллистические ракеты А-4 ( более известные под названием Фау-2) с жидкостным прямоточным реактивным двигателем тягой 25 тонн, В качестве топлива использовалась смесь этилового спирта с жидким кислородом, дающая при сгорании высокий реактивный импульс. [9]
Практическая необходимость этих исследований, так же как и изучения стоячих детонационных волн, вызвана пониманием того, что обычно воздушно-реактивные двигатели не будут функционировать при больших сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях из-за чрезмерного нагрева. Проекты прямоточных реактивных двигателей, в которых используется сверхзвуковое горение [82-88] или детонация [80 89-91], могут послужить основой решения проблемы. Так как стационарный режим и инжекция жидкого топлива обычно сильно упрощают конструкцию двигателя, использование стоячих детонационных волн в распыленном топливе может приобрести практическое значение. [10]
Так, цикл прямоточных реактивных двигателей состоит из: адиабатного сжатия воздуха в диффузоре, изобарного подвода тепла в камере сгорания, полного адиабатного расширения ( до атмосферного давления) продуктов сгорания в сопле двигателя и изобарного отнятия от них тепла в атмосфере. [11]
Для этих целей в [22] построена одномерная математическая модель камеры сгорания водородовоздушного гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя. В ее основе лежит использование кривой выгорания - зависимости полноты сгорания по воде от продольной координаты и от конструктивных особенностей камеры. Эта кривая, описывающая процессы смешения и горения ( превращения в воду) водорода и кислорода, предполагалась известной из предварительных расчетно-экспериментальных исследований указанных процессов при сверхзвуковой скорости потока. Физико-химические процессы, отличные от образования воды ( возбуждение колебательных степеней свободы молекул, диссоциация О2 и N2 образование ОН и NO), в модели [22] считались равновесными. [12]
Кроме использования для пусковых целей, топлива на основе алкилалюминия могут применяться в качестве основного топлива для прямоточных реактивных двигателей. [13]
Поэтому при разработке новых образцов топочных камер ( топки паровых котлов и парогенераторов, силовые камеры газотурбинных и прямоточных реактивных двигателей) гидродинамика их предварительно изучается на моделях экспериментальным путем, и затем на основе данных гидродинамических исследований в создаваемые образцы вносятся уточнения. [14]
Страницы: 1
www.ngpedia.ru
