Экология потребления. Наука и техника: В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу.
Не секрет, что все реактивные двигатели работают за счёт закона сохранения импульса. Именно из него вытекает, что реактивная тяга — это произведение массового расхода на скорость выхода рабочего тела из сопла.
Эту скорость принято называть удельным импульсом реактивного двигателя. Давайте для примера найдём реактивную тягу при стрельбе из автомата Калашникова, которая является основной составляющей отдачи. Пусть масса пули будет 0,016 кг, начальная скорость пули 700 м/с, а скорострельность 10 выстр./с. Тогда отдача F=700∙0,016∙10=112 Н (или 11 кгс). Большая отдача, но тут приведена техническая скорострельность 600 выстр./мин. В реальности стрельба ведётся очередями или одиночными и составляет ≈50 выстр./мин.
Вернёмся к реальным реактивным двигателям, в которых вместо пуль обычно используются потоки выходящего с гиперзвуковой скоростью газа. Химические реактивные двигатели являются самыми распространёнными, но не единственными.
В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу. Это всё в теории, а теперь подробнее. ИРД имеет некоторый запас газа, который ионизируют (т.е. нейтрально-заряженные атомы газа разбивают на отрицательные электроны и положительные ионы) с помощью газового разряда. Далее ионы разгоняются электрическим полем с помощью специальной системы сеток, и эта же система сеток блокирует движение электронов. После того, как положительные ионы вылетели из сопла, их нейтрализуют отрицательными электронами (в результате этого происходит рекомбинация и газ начинает светиться), чтобы ионы не притягивались обратно к двигателю, и тем самым не снижали его тяги.
Удельный импульс ионных реактивных двигателей достигает 50 км/с, что в 150 раз превышает скорость звука! Увы, но тяга таких двигателей составляет около 0,2 Н. Почему же так? Ведь удельный импульс очень большой. Дело в том, что масса ионов очень маленькая и массовый расход получается небольшим. Для чего тогда такие двигатели нужны, если они ничего не смогут сдвинуть с места? На Земле может быть не смогут, а вот в космосе, где нет сил сопротивления, они достаточно эффективные. Существует такое понятие как полный импульс — произведение тяги на время или произведение удельного импульса на массу топлива, который у ИРД является достаточно большим.
Решим следующую задачу. Пусть жидкостный ракетный двигатель имеет удельный импульс 5 км/с, а у нашего ИРД он будет 50 км/с. И давайте масса рабочего тела (в ЖРД она равна массе топлива) у обоих двигателей будет 50 кг. Примем массу космического аппарата равной 100 кг. Найдём по формуле Циолковского конечную скорость аппарата (т.е. когда в нём закончится рабочая масса).
И что получается, если ионный и химический реактивные двигатели будут иметь одинаковую массу топлива, то ИРД сможет разогнать космический аппарат до больших скоростей, нежели химический РД. Правда на ИРД космический аппарат будет разгонятся дольше до конечной скорости, чем на ЖРД. Но в путешествиях к далёким планетам, высокая конечная (разгонная) скорость будет компенсировать этот недостаток.
Схема полёта к Марсу на ИРД
ИРД используются и в наше время. Например, аппарат Deep Space 1 сблизился с астероидом Брайль и кометой Борелли, передал на Землю значительный объём ценных научных данных и изображений.
Deep Space 1
Также космическая антенна LISA, которая сейчас находится на стадии проектирования, будет использовать ИРД для корректировки орбиты.
Laser Interferometer Space Antenna
И напоследок, давайте определим тягу ИРД, зная массу иона М=6,5∙10^-26 кг, ускоряющие напряжение U=50 кВ, ток нейтрализации I=0,5 А, элементарный заряд е=1,6∙10^-16 Кл.
Напряжение — это работа по переносу заряда, т.е. на выходе из сопла ион будет иметь кинетическую энергию равную произведению напряжения на заряд иона. Из кинетической энергии выражаем скорость (удельный импульс). Найдём массовый расход из определения тока, электрический ток — это проходящий заряд во времени. Получается, что массовый расход — это произведение массы иона и тока, делённое на заряд иона. Перемножая удельный импульс и массовый расход, получаем тягу равную 0,1 Н.
Подводя итог, хочу сказать, что существуют плазменные реактивные двигатели, у которых схожее устройство, но которые имеют намного больший массовый расход рабочего тела. Кто знает, может быть уже завтра на таких двигателях человечество будет летать на Марс и Луну.опубликовано econet.ru
Если у вас возникли вопросы по этой теме, задайте их специалистам и читателям нашего проекта здесь.
P.S. И помните, всего лишь изменяя свое потребление - мы вместе изменяем мир! © econet
econet.ru
Реактивная тяга — сила, возникающая в результате взаимодействия реактивной двигательной установки с истекающей из сопла струёй расширяющейся жидкости или газа, обладающих кинетической энергией[1].
В основу возникновения реактивной тяги положен закон сохранения импульса. Реактивная тяга обычно рассматривается как сила реакции отделяющихся частиц. Точкой приложения её считают центр истечения — центр среза сопла двигателя, а направление — противоположное вектору скорости истечения продуктов сгорания (или рабочего тела, в случае не химического двигателя). То есть, реактивная тяга:
Если нет внешних сил, то ракета вместе с выброшенным веществом является замкнутой системой. Импульс такой системы не может меняться во времени.
F→p=mp⋅a→=−u→⋅ΔmtΔt{\displaystyle {\vec {F}}_{p}=m_{p}\cdot {\vec {a}}=-{\vec {u}}\cdot {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}} , где
mp{\displaystyle m_{p}} — масса ракеты a→{\displaystyle {\vec {a}}} — её ускорение u→{\displaystyle {\vec {u}}} — скорость истечения газов ΔmtΔt{\displaystyle {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}} — расход массы топлива в единицу времениПоскольку скорость истечения продуктов сгорания (рабочего тела) определяется физико-химическими свойствами компонентов топлива и конструктивными особенностями двигателя, являясь постоянной величиной при не очень больших изменениях режима работы реактивного двигателя, то величина реактивной силы определяется в основном массовым секундным расходом топлива[1].
До начала работы двигателей импульс ракеты и горючего был равен нулю, следовательно, и после включения сумма изменений векторов импульса ракеты и импульса истекающих газов равна нулю: mp⋅Δv→+Δmt⋅u→=0{\displaystyle m_{p}\cdot \Delta {\vec {v}}+\Delta m_{t}\cdot {\vec {u}}=0} , где
Δv→{\displaystyle \Delta {\vec {v}}} — изменение скорости ракетыmp⋅Δv→=−Δmt⋅u→{\displaystyle m_{p}\cdot \Delta {\vec {v}}=-\Delta m_{t}\cdot {\vec {u}}}
Разделим обе части равенства на интервал времени t, в течение которого работали двигатели ракеты:
mp⋅Δv→Δt=−ΔmtΔt⋅u→{\displaystyle m_{p}\cdot {\frac {\Delta {\vec {v}}}{\Delta t}}=-{\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}\cdot {\vec {u}}}
Произведение массы ракеты m на ускорение её движения a по определению равно силе, вызывающей это ускорение:
F→p=mp⋅a→=−u→⋅ΔmtΔt{\displaystyle {\vec {F}}_{p}=m_{p}\cdot {\vec {a}}=-{\vec {u}}\cdot {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}}
Если же на ракету, кроме реактивной силы F→p{\displaystyle {\vec {F}}_{p}} , действует внешняя сила F→{\displaystyle {\vec {F}}} , то уравнение динамики движения примет вид:
mp⋅Δv→Δt=F→+F→p⇔{\displaystyle m_{p}\cdot {\frac {\Delta {\vec {v}}}{\Delta t}}={\vec {F}}+{\vec {F}}_{p}\Leftrightarrow } mp⋅Δv→Δt=F→+(−u→⋅ΔmtΔt){\displaystyle m_{p}\cdot {\frac {\Delta {\vec {v}}}{\Delta t}}={\vec {F}}+(-{\vec {u}}\cdot {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}})}
Формула Мещерского представляет собой обобщение второго закона Ньютона для движения тел переменной массы. Ускорение тела переменной массы определяется не только внешними силами F→{\displaystyle {\vec {F}}} , действующими на тело, но и реактивной силой F→p{\displaystyle {\vec {F}}_{p}} , обусловленной изменением массы движущегося тела:
a→=F→p+F→mp{\displaystyle {\vec {a}}={\frac {{\vec {F}}_{p}+{\vec {F}}}{m_{p}}}}
Применив уравнение Мещерского к движению ракеты, на которую не действуют внешние силы, и проинтегрировав уравнение, получим формулу Циолковского[4]:
mtm=ev→u→{\displaystyle {\frac {m_{t}}{m}}=e^{\frac {\vec {v}}{\vec {u}}}}
Релятивистское обобщение этой формулы имеет вид:
mtm=(c→+v→c→−v→)c→2u→{\displaystyle {\frac {m_{t}}{m}}=\left({\frac {{\vec {c}}+{\vec {v}}}{{\vec {c}}-{\vec {v}}}}\right)^{\frac {\vec {c}}{2{\vec {u}}}}} , где c→{\displaystyle {\vec {c}}} — скорость света.
ru-wiki.org
Реактивная тяга — сила, возникающая в результате взаимодействия двигательной установки с истекающей из сопла струей расширяющихся жидкости или газа, обладающих кинетической энергией[1].
В основу возникновения реактивной тяги положен закон сохранения импульса. Реактивная тяга обычно рассматривается как сила реакции отделяющихся частиц. Точкой приложения её считают центр истечения — центр среза сопла двигателя, а направление — противоположное вектору скорости истечения продуктов сгорания (или рабочего тела, в случае не химического двигателя) . То есть, реактивная тяга:
Среди растений реактивное движение встречается у созревших плодов бешеного огурца. При созревании растения его плод отцепляется от плодоножки. Под большим давлением из плода выбрасывается жидкость с семенами, которая направлена в противоположное направление движению плода[3].
Среди животного мира реактивное движение встречается у кальмаров, осьминогов, медуз, каракатиц, морских гребешков и других. Перечисленные животные передвигаются, выбрасывая вбираемую ими воду.
Если нет внешних сил, то ракета вместе с выброшенным веществом является замкнутой системой. Импульс такой системы не может меняться во времени.
, где
— масса ракеты — её ускорение — скорость истечения газов — расход массы топлива в единицу времениПоскольку скорость истечения продуктов сгорания (рабочего тела) определяется физико-химическими свойствами компонентов топлива и конструктивными особенностями двигателя, являясь постоянной величиной при не очень больших изменениях режима работы реактивного двигателя, то величина реактивной силы определяется в основном массовым секундным расходом топлива.[1]
До начала работы двигателей импульс ракеты и горючего был равен нулю, следовательно, и после включения сумма изменений векторов импульса ракеты и импульса истекающих газов равна нулю: , где
— изменение скорости ракетыРазделим обе части равенства на интервал времени t, в течение которого работали двигатели ракеты:
Произведение массы ракеты m на ускорение ее движения a по определению равно силе, вызывающей это ускорение:
Если же на ракету, кроме реактивной силы , действует внешняя сила , то уравнение динамики движения примет вид:
Формула Мещерского представляет собой обобщение второго закона Ньютона для движения тел переменной массы. Ускорение тела переменной массы определяется не только внешними силами , действующими на тело, но и реактивной силой , обусловленной изменением массы движущегося тела:
Применив уравнение Мещерского к движению ракеты, на которую не действуют внешние силы, и проинтегрировав уравнение, получим формулу Циолковского[4]:
Релятивистское обобщение этой формулы имеет вид:
, где — скорость света.
dic.academic.ru
Содержание
Введение3
Глава 1. Зарождение ракетной техники4
Параграф 1. Первые ракетные пороховые двигатели 4
Глава 2. Воздушные Реактивные Двигатели 5
Параграф 1. Понятие о реактивном двигателе 5
Параграф 2. Виды реактивных двигателей 5
Параграф 3. Тяга реактивного двигателя 7
Глава 3. Ракетный двигатель 8
Параграф 1. Понятие о ракетном двигателе 8
Параграф 2. Жидкостные ракетные двигатели 8
Параграф 3. Ракетные Двигатели Твердого Топлива 10
Параграф 4. Гибридные Ракетные Двигатели 11
Глава 4. Заряды Твердого Ракетного Топлива 11
Глава 5. Сорбитовое топливо 12
Параграф 1. Краткие характеристики топлива 12
Параграф 2. Виды сорбитового топлива 13
Параграф 3. Создание МРД на сорбитовом топливе 14
Глава 6. Применение МРД на сорбитовом топливе 15
Параграф 1. Гражданское применение 15
Параграф 2. Военное применение МРД на сорбитовом топливе 15
Заключение. 16
Приложение 17
Список литературы 25
Введение
Ракетомодельный спорт является оновоположником современной космонавтики. Еще в начале XX века Сергей Павлович Королев вместе с коллегами создавали новое поколение летательных аппаратов (далее ЛА). Для создания тяги в ракетах использовали пороховые двигатели. В последствии эти пороховые двигатели переродились в Твердотопливные Ракетные Двигатели (далее РДТТ). Как спорт ракетомоделизм стал популярен в конце 50-ых начало 60-ых гг. То, что зарождалось как спорт постепенно начало проявлять актуальность в сфере метеорологи. Модели ракет притерпели изменения и на даннсй момент могут использоваться как сверх-легкие ракето-носители.
Целью данной работы является изучение строения и работы реактивных двигателей, ракетных двигателей на твердом топливе, жидкостных ракетных двигателей, а так же их особенностей, для проектирования нового Малого (Модельного) Ракетного Двигателя. В работе приведены схемы и иллюстрации к Двигательным Установкам, а так же схемы их классификаций.
Глава 1. Зарождение ракетной техники
Параграф 1. Первые ракетные пороховые двигатели.
Первые эксперименты с аппаратами, приводившиеся в движение за счет реактивной тяги проводились в еще ХIХ веке. Так, Андрей Дмитриевич Засядько, проводил опыты с «ракетной мельницей» - его изобретением, для расчета долей компонентов порохового топлива для первых ракет. К 1810-ым годам, ракетные системы Засядько превзошли ракетные системы Конгрева по дальности полета.
Сама ракета состояла из:
1) Разрывной части (гранаты)
2) Гильзы из листового железа
3) Хвостовых стабилизаторов полета
4) Движительного заряда пороха
5) Воспламенителя разрывной части
(См Схема 1 в Приложении)
На поле боя, данные ракеты стали особо эффективны, т.к дальность полета составляла порядка 6000 метров, а так же траектория полета была баллистической, что позволяло наносить урон противнику, находящемуся за укреплениями.
Данный тип ракет станет основоположником отечественной ракетной техники, как для гражданского применения, так и для нужд армии. Именно с этого и началось развитие ракетостроения как науки.
Глава 2. Воздушные Реактивные Двигатели
Параграф 1. Понятие о реактивном двигателе
Реактивным Двигателем называют двигатель, если он выполняет свои функции без использования движителя.
Воздушным Реактивным Двигателем называется двигатель, если в качестве рабочего тела используется воздух. Принцип действия ВРД: поток воздуха попадает в диффузор, где он сжимается, а скорость уменьшается. Затем, сжатый и нагретый воздух попадает в камеру сгорания (КС), перемешиваясь с впрыснутым через форсунки топливом. Далее, смесь воспламеняется от искры и устремляется через сопло, где поток покидает двигатель вместе с продуктами сгорания.
Параграф 2. Виды ВРД
Существует несколько видов ВРД (см Схема 2 в Приложении). Один из низ - Прямоточный Воздушно-Реактивный Двигатель (ПВРД). В нем располагается входной диффузор, в котором кинетическая энергия потока переходит в энергию давления в камеру сгорания, где химическая энергия переходит в тепловую энергию продуктов сгорания; сопло, в котором частицы продуктов сгорания ускоряются; коллектор горючего – устройство для подачи горючего в камеру сгорания; и стабилизатор горения – система инициирования и поддержания горения в КС.
У данного двигателя есть особенность – зависимость его характеристик от скорости полета. Характерные недостатки данного двигателя – отсутствие стартовой тяги. Это обусловлено низким давлением в КС, не превышающим полного давления входящего потока.
Вторым типом ВРД является Пульсирующий ВРД (ПуВРД). Его строение схоже с обычным ВРД, за тем исключением, что в нем присутствуют дополнительные агрегаты – обратный клапан, открывающийся при поступлении потока воздуха в КС и закрывается, когда давление внутри КС превышает давление набегающего потока. Так же модернизировано сопло – к нему добавлена резонаторная труба, где продукты горения выполняют роль газового поршня. По инерции, поршень проходит положение равновесия и приводит к понижению давления в КС.
ПуВРД обеспечивает тягу за счет истечения продуктов сгорания. Она создается только при истечении продуктов сгорания. Данный двигатель имеет малую экономичность, т.к большую часть работы, двигатель выполняет функцию аэродинамического сопротивления, тормозящего движение объекта.
Помимо ПуВРД и ПВРД, существуют частные варианты ВРД. Таким вариантом является Пульсирующий Прямоточный ВРД (см Схема 3 в Приложении). У данного двигателя циклический рабочий процесс , при котором скорость перемещения горящей смеси в КС превышает скорость звука. Это происходит из-за детонации смеси и ее дальнейшее смещение. При таком высоком давлении возможно использование КС без сопла.
Для повышения тяги Двигательной Установки (ДУ) можно применять компрессор для нагнетания набегающего потока. По данному принципу работают Турбореактивные двигатели - ТРД (см Схема 4 в Приложении)
Воздух, поступая в двигатель сжимается компрессором, после чего попадает в КС. Далее поток попадает на лопасти газовой турбины приводя в действие компрессор.
Параграф 3. Тяга Реактивного Двигателя
Для выражения тяги (P), для данного двигателя применимо уравнение сохранения импульса за некоторое время, допуская, что давление на наружной поверхности двигателя и во входном и выходном сечениях равно атмосферному:
Δt P = (Δm+Δmг)Wa-ΔmWвх
Где Δm – некоторая малая масса воздуха, поступившая за время Δt; Wвх – скорость поступления (входа) воздуха, равная скорости полета; Wа – скорость истечения продуктов сгорания.
Разделив на Δt и выполнив предельный переход, мы получаем формулу:
P = m(Wa-Wвх)
Данное уравнение является окончательно упрощенным и позволяет высчитывать тягу Двигательной установки.
Для всех ВРД есть общее свойство — зависимость тяги от скорости и высоты полета, так как атмосфера используется и как топливо, и как рабочее тело.(см Схема 5 в Приложении). Если все компоненты топлива и рабочее тело поместить на самом аппарате, то можно создать двигатель с меньшей зависимостью от среды.
megalektsii.ru
Cтраница 1
Сила тяги реактивного двигателя возрастает с увеличением высоты полета, так как при подъеме на большие высоты увеличивается разность между давлением в камере и внешним давлением. [1]
Силу тяги реактивного двигателя определяют на основании закона сохранения количества движения. [2]
Примерно таким же способом измеряют силу тяги реактивных двигателей и ракет. [3]
Как видно из кривых, при переходе на высокие скорости полета сила тяги реактивных двигателей начинает резке возрастать. [4]
Примешивание атмосферного воздуха к газовому потоку, выходящему из реактивного сопла, при определенных условиях позволяет увеличить силу тяги реактивного двигателя. Предложение о таком усилителе силы тяги было впервые выдвинуто киевским инженером Гешвендом в 1887 г. Теоретические и экспериментальные исследования эжекторных реактивных систем показали, что в условиях старта увеличение силы тяги может достигать 20 - 25 %, но с увеличением скорости прирост этой силы уменьшается. Интересно отметить, что дросселированием пассивного воздуха эжекторной системы можно регулировать силу тяга двигателя в широком диапазоне вплоть до отрицательной величины. [5]
Но искусственные небесные тела могут испытывать ускорение не только под действием сил тяготения, но и под действием силы тяги реактивного двигателя. Однако сила тяги будет действовать на корпус искусственного спутника или ракеты и сообщать ему ускорение, но не будет действовать на другие тела, находящиеся вблизи искусственного небесного тела, выбранного за тело отсчета, но не соприкасающиеся с ним. Отсюда видно, что искусственное небесное тело, движущееся под действием только силы тяготения, как тело отсчета будет обладать иными свойствами, чем искусственное небесное тело, движущееся под действием не только сил тяготения, но и силы тяги реактивного двигателя. [6]
Уравнение ( 16) для несжимаемой жидкости известно как уравнение Ранкина; для случая сжимаемой, упругой среды выражение силы тяги реактивного двигателя как будто не было известно. [7]
Значит, системы отсчета, которые мы свяжем с одним и тем же телом отсчета, в этих двух случаях ( когда на тело отсчета действуют только силы тяготения или кроме силы тяготения еще какие-либо силы, например, сила тяги реактивного двигателя) будут обладать разными свойствами. [8]
Состояние невесомости наступает в баллистических ракетах) и космических кораблях после того, как прекратилась работа двигателей и ракета или космический корабль вышли из плотных слоев атмосферы. Вначале под действием силы тяги реактивных двигателей ( см. § 124), направленной вверх, ракета или корабль движутся с большим ускорением а и набирают вертикальную скорость. [9]
Правая часть уравнения ( цм) является реактивной силой, дей ствующей на ракету со стороны газов. Формула Мещерского является основной для расчета силы тяги ракетных и реактивных двигателей всех систем. [11]
Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы m равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что кроме силы тяжести mg на тело действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как ввиду эквивалентности сил тяготения и сил инерции он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила m ( g a) - результирующая силы тяготения и силы инерции. [12]
Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы т равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что кроме силы тяжести mg на тело действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как ввиду эквивалентности сил тяготения и сил инерции он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила т ( g а) - результирующая силы тяготения и силы инерции. [13]
Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы m равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что кроме силы тяжести tng на тело действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как ввиду эквивалентности сил тяготения и сил инерции он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила m ( g a) - результирующая силы тяготения и силы инерции. [14]
Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы т равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что, кроме силы тяжести tng, на тела действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила m ( g - - a) - результирующая силы тяготения и силы инерции. [15]
Страницы: 1 2
www.ngpedia.ru
Способ создания реактивной тяги в турбореактивном двигателе, имеющем связанный с турбиной компрессор, осуществляется путем предварительного сжатия воздуха, который подают одновременно с горючим в камеру сгорания. Полученный при сгорании горючего газ применяют для приведения в действие турбины. Сжигают дополнительное горючее во второй камере сгорания, установленной за турбиной. Получаемый в камерах сгорания газ направляют в сопло и при этом создают реактивную тягу. При этом за турбиной образуют равномерный по окружности кольцеобразный поток вышедшего из турбины газа, направление движения которого изменяют, направляя его к линии оси двигателя в размещенную за турбиной вторую камеру сгорания. Создают встречные радиальные концентрические потоки газа, которые сталкивают в центре второй камеры сгорания с взаимным их торможением и переходом кинетической энергии газа в его нагревание и сжатие. В этой области повышенного сжатия газа осуществляют сжигание дополнительного горючего. При этом во вторую камеру сгорания подают газ с достаточным количеством кислорода для сжигания дополнительного горючего. Изобретение позволяет повысить тягу. 2 н. и 2 з. п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для использования на летательных аппаратах.
Известен способ создания реактивной тяги, используемый в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД), при котором сжатие воздуха производят скоростным напором при полете летательного аппарата, сжатый воздух прямым потоком подают в камеру сгорания, а продукты сгорания направляют в сопло (см. Политехнический словарь под ред. А.Ю.Ишлинского. М., Советская энциклопедия. - 1980, стр. 420-421) (1).
Недостатком этого способа создания реактивной тяги с использованием ПВРД является возможность его осуществления только при скорости полета, в 2-3 раза превышающей скорость звука.
Наиболее близким по совокупности признаков к заявленному изобретению является способ создания реактивной тяги, применяемый в турбореактивных двигателях (ТРД), при котором предварительное сжатие воздуха, подаваемого в камеру сгорания, производят при помощи связанного с турбиной компрессора, а также используют возможность кратковременного повышения мощности двигателя путем сжигания дополнительного горючего в форсажной камере в прямом потоке воздуха, проходящего через двигатель (см. (1), стр. 544-545).
Недостатком этого способа создания реактивной тяги является сложность обеспечения достаточного по величине предварительного сжатия подаваемого в камеру сгорания воздуха, который в пределах двигателя имеет прямоточный характер движения преимущественно в осевом направлении. При этом многоступенчатость, сложное устройство и большая масса применяемого осевого номперессора связаны в основном с затруднениями сжатия свободного потока воздуха в направлении его прямоточного движения.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий корпус в виде профилированной трубы, передняя часть которой выполнена в виде диффузора, способствующего сжатию поступающего воздуха, а задняя часть трубы выполнена в виде сопла, в средней части трубы размещается камера сгорания (см. (1), стр. 420-421).
Недостатком ПВРД является то, что эффективная его работа возможна только при скоростях полета, в 2-3 раза превышающих скорость звука, а также то, что для взлета самолета с ПВРД необходимо дополнительное стартовое устройство.
Наиболее близким к заявленному изобретению по совокупности признаков является турбореактивный двигатель (ТРД), содержащий корпус с входным отверстием, компрессор, турбину, камеру сгорания, размещенную между компрессором и турбиной, дополнительную форсажную камеру сгорания с кратковременным режимом работы и сопло (см.(1), стр. 544-545).
Недостатком ТРД является сложное его устройство и большая масса прежде всего в связи с необходимостью применения многоступенчатого компрессора и турбины большой мощности для достижения необходимого по величине предварительного сжатия воздуха, подаваемого в камеру сгорания.
Предлагаемое изобретение по способу создания реактивной тяги и устройству для его осуществления в виде двухступенчатого турбореактивного двигателя позволяет получить технический результат, заключающийся в упрощении устройства и уменьшении массы двигателя за счет сокращения ступеней сжатия в компрессоре и уменьшении при этом мощности турбины при обычной для действующих двигателей величине сжатия воздуха или повышении сжатия используемого воздуха без существенного изменения сложности устройства и массы применяемых в настоящее время двигателей. При этом имеется в виду, что при повышении сжатия используемого воздуха возрастает создаваемая реактивная тяга без увеличения расхода горючего.
Указанный технический результат по способу создания реактивной тяги достигается тем, что в турбореактивном двигателе используют связанный с турбиной компрессор, при помощи которого производят предварительное сжатие воздуха, который подают в камеру сгорания, получаемый при сгорании горючего газ применяют для приведения в действие турбины. Помимо этого используют возможность сжигания дополнительного горючего во второй камере сгорания, установленной за турбиной. Получаемый в камерах сгорания газ направляют в сопло и при этом создают реактивную тягу. Согласно изобретению, за турбиной образуют равномерный по окружности кольцеобразный поток вышедшего из турбины газа, направление движения которого изменяют и направляют его к линии оси двигателя в размещенную за турбиной вторую камеру сгорания. При этом создают встречные радиальные концентрические потоки газа, которые сталкивают в центре второй камеры сгорания с взаимным их торможением и переходом кинетической энергии газа в его нагревание и сжатие и в этой области повышенного сжатия газа осуществляют сжигание дополнительного горючего. За счет этого дополнительно повышают энергонасыщенность и сжатие газа, который с соответствующим увеличением скорости по указанным выше причинам направляют в сопло и создают повышенную по величине реактивную тягу. При этом во вторую камеру сгорания подают газ с достаточным количеством кислорода для сжигания дополнительного горючего.
Двухступенчатый турбореактивный двигатель содержит корпус с входным отверстием, компрессор, первую камеру сгорания, турбину, размещенную за турбиной вторую камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что за турбиной установлен направляющий вкладыш, имеющий дно, обращенное внешней поверхностью в сторону сопла, и боковую поверхность, симметричную линии оси двигателя. Боковая поверхность направляющего вкладыша совместно с внешней относительно ее круговой оболочкой образуют за турбиной кольцевой канал для прохода газа из первой камеры сгорания. За окончанием кольцевого канала размещена соединенная с корпусом симметричная линии оси двигателя вогнутая поверхность, внутренняя полость которой совместно с дном направляющего вкладыша образуют вторую камеру сгорания, которая в средней части вогнутой поверхности сообщается с соплом. По внешней своей окружности вторая камера сгорания сообщается с кольцевым каналом. Кривизна внутренней части вогнутой поверхности выполнена с возможностью осуществления равномерного отклонения потока газа из кольцевого канала в радиальных концентрических направлениях в сторону центральной части второй камеры сгорания с возможностью взаимного торможения поступающих из кольцевого канала со всех сторон окружности концентрических встречных радиальных потоков газа, обеспечивающих его сжатие путем соответствующего превращения кинетической энергии газа при столкновении в центральной части второй камеры сгорания. В пределы второй камеры сгорания обращена форсунка с возможностью распыления горючего преимущественно в зону наибольшего сжатия газа в ее центральной части. Вторая камера сгорания выполнена с учетом преимущественно постоянного ее функционирования во время работы двухступенчатого турбореактивного двигателя, двухступенчатость которого определяется последовательно размещенными первой и второй камерами сгорания.
В двухступенчатом турбореактивном двигателе между кольцевым каналом и второй камерой сгорания установлены направляющие поверхности в виде одного или нескольких профилированных ободов, симметрично охватывающих вторую камеру сгорания и обеспечивающих возможность более точного концентрического направления радиальных потоков газа из кольцевого канала в центральную часть второй камеры сгорания.
Дно направляющего вкладыша имеет большие диаметр и площадь по сравнению с диаметром и площадью сечения сопла при выходе из второй камеры сгорания.
На приведенном чертеже в разрезе по осевой фронтальной плоскости показано в общем виде осуществление способа создания реактивной тяги на примере соответствующего устройства в виде двухступенчатого турбореактивного двигателя. Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха и образованного от сжигания горючего газа.
Двухступенчатый турбореактивный двигатель содержит корпус 1 с входным отверстием 2, компрессор 3, первую камеру сгорания 4, турбину 5, размещенную за турбиной вторую камеру сгорания 6 и сопло 7. За турбиной 5 установлен направляющий вкладыш 8, имеющий дно 9, обращенное внешней поверхностью в сторону сопла 7, и боковую поверхность 10, симметричную линии оси О-О двигателя. Боковая поверхность направляющего вкладыша 8 совместно с внешней относительно ее круговой оболочкой 11 образуют за турбиной кольцевой канал 12 для прохода газа из первой камеры сгорания 4. За окончанием кольцевого канала 12 размещена соединенная с корпусом 1 симметричная линии оси О-О двигателя вогнутая поверхность 13, внутренняя полость которой совместно с дном 9 направляющего вкладыша 8 образуют вторую камеру сгорания 6, которая в средней части вогнутой поверхности 13 сообщается с соплом 7. По внешней своей окружности вторая камера сгорания 6 сообщается с кольцевым каналом 12. Кривизна внутренней части вогнутой поверхности 13 выполнена с возможностью осуществления равномерного отклонения потока газа из кольцевого канала 12 в радиальных концентрических направлениях в сторону центральной части второй камеры сгорания 6 с возможностью взаимного торможения поступающих из кольцевого канала 12 равномерно со всех сторон окружности концентрических встречных радиальных потоков газа, обеспечивающих его сжатие путем соответствующего превращения кинетической энергии газа при столкновении в центральной части второй камеры сгорания 6. В пределы второй камеры сгорания обращена форсунка 14 с возможностью распыления горючего преимущественно в зону наибольшего сжатия газа в ее центральной части. Вторая камера сгорания 6 выполнена с учетом преимущественно постоянного ее функционирования во время работы двухступенчатого турбореактивного двигателя, двухступенчатость которого определяется последовательно размещенными первой 4 и второй 6 камерами сгорания.
Между кольцевым каналом 12 и второй камерой сгорания 6 установлены направляющие поверхности 15 в виде одного или нескольких профилированных ободов, симметрично охватывающих вторую камеру сгорания и обеспечивающих возможность более точного концентрического направления радиальных потоков газа из кольцевого канала в центральную часть второй камеры сгорания.
Дно 9 направляющего вкладыша 8 имеет большие диаметр и площадь по сравнению с диаметром и площадью сечения сопла 7 при выходе из второй камеры сгорания 6.
Приведенное устройство в виде двухступенчатого турбореактивного двигателя осуществляет предложенный способ создания реактивной тяги следующим образом.
Компрессор 3 двухступенчатого турбореактивного двигателя осуществляет предварительное сжатие воздуха, который поступает в первую камеру сгорания 4, куда одновременно подают горючее и сжигают его. Получаемый в первой камере сгорания газ направляют в турбину 5 и приводят ее вместе с компрессором 3 во вращение. Из турбины газ направляют в кольцевой канал 12, где он во время движения равномерно охватывает со всех сторон боковые поверхности направляющего вкладыша 8 и попадает на вогнутую поверхность 13 и профилированные ободы направляющих поверхностей 15, которые совместно изменяют направление движение газа из кольцевого канала 12 в радиальных направлениях в сторону центральной части второй камеры сгорания 6, где осуществляется взаимное торможение поступающих концентрично радиальных встречных потоков газа. При этом происходит дополнительное сжатие газа в связи с переходом кинетической энергии потоков газа в тепловую энергию с соответствующим увеличением его сжатия. Наибольшее сжатие газа осуществляется в центральной части второй камеры сгорания 6, куда из форсунки 14 производят распыление горючего, что обеспечивает его сгорание с максимальным повышением температуры и с созданием максимального сжатия и давления продуктов сгорания на окружающие поверхности второй камеры сгорания 6. Это обеспечивает увеличение скорости истечения газа из сопла 7 с соответствующим возрастанием реактивной тяги.
С целью эффективной работы двигателя»в составе газа, поступающего во вторую камеру сгорания 6,содержится достаточное количество кислорода для полного и надежного сгорания распыляемого из форсунки 14 горючего.
С целью наиболее полного использования повышенного давления газа на все поверхности второй камеры сгорания 6 для создания реактивной тяги дно 9 направляющего вкладыша 8 имеет большую площадь по сравнению с площадью сечения начала сопла 7 при выходе его из второй камеры сгорания 6.
Предлагаемый двухступенчатый турбореактивный двигатель обеспечивает увеличение реактивной тяги в используемых в настоящее время известных ТРД или обеспечивает возможность упрощения устройства по сравнению с известными ТРД без уменьшения величины реактивной тяги.
1. Способ создания реактивной тяги, при котором в турбореактивном двигателе используют связанный с турбиной компрессор, при помощи которого производят предварительное сжатие воздуха, который подают одновременно с горючим в камеру сгорания, полученный при сгорании горючего газ применяют для приведения в действие турбины, помимо этого используют возможность сжигания дополнительного горючего во второй камере сгорания, установленной за турбиной, получаемый в камерах сгорания газ направляют в сопло и при этом создают реактивную тягу, отличающийся тем, что за турбиной образуют равномерный по окружности кольцеобразный поток вышедшего из турбины газа, направление движения которого изменяют и направляют его к линии оси двигателя в размещенную за турбиной вторую камеру сгорания, при этом создают встречные радиальные концентрические потоки газа, которые сталкивают в центре второй камеры сгорания с взаимным их торможением и переходом кинетической энергии газа в его нагревание и сжатие и в этой области повышенного сжатия газа осуществляют сжигание дополнительного горючего, за счет этого дополнительно повышают энергонасыщенность и сжатие газа, который с соответствующим увеличением скорости по указанным выше причинам направляют в сопло и создают повышенную по величине реактивную тягу, при этом во вторую камеру сгорания подают газ с достаточным количеством кислорода для сжигания дополнительного горючего.
2. Турбореактивный двигатель, содержащий корпус с входным отверстием, компрессор, первую камеру сгорания, турбину, размещенную за турбиной вторую камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что за турбиной установлен направляющий вкладыш, имеющий дно, обращенное внешней поверхностью в сторону сопла, и боковую поверхность, симметричную линии оси двигателя, боковая поверхность направляющего вкладыша совместно с внешней относительно ее круговой оболочкой образуют за турбиной кольцевой канал для прохода газа из первой камеры сгорания, за окончанием кольцевого канала размещена соединенная с корпусом симметричная линия оси двигателя вогнутая поверхность, внутренняя полость которой совместно с дном направляющего вкладыша образуют вторую камеру сгорания, которая в средней части вогнутой поверхности сообщается с соплом, по внешней своей окружности вторая камера сгорания сообщается с кольцевым каналом, кривизна внутренней части вогнутой поверхности выполнена с возможностью осуществления равномерного отклонения потока газа из кольцевого канала в радиальных концентрических направлениях в сторону центральной части второй камеры сгорания с возможностью взаимного торможения поступающих из кольцевого канала равномерно со всех сторон окружности концентрических встречных радиальных потоков газа, обеспечивающих его сжатие путем соответствующего превращения кинетической энергии газа при столкновении в центральной части второй камеры сгорания, в пределы второй камеры сгорания обращена форсунка с возможностью распыления горючего преимущественно в зону наибольшего сжатия газа в ее центральной части, при этом вторая камера сгорания выполнена с учетом преимущественно постоянного ее функционирования во время работы двигателя, двухступенчатость которого определяется последовательно размещенными постоянно функционирующими первой и второй камерами сгорания.
3. Турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что между кольцевым каналом и второй камерой сгорания установлены направляющие поверхности в виде одного или нескольких профилированных ободов, симметрично охватывающих вторую камеру сгорания и обеспечивающих возможность более точного концентрического направления радиальных потоков газа из кольцевого канала в центральную часть второй камеры сгорания.
4. Турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что дно направляющего вкладыша имеет больший диаметр и площадь по сравнению с диаметром и площадью сечения сопла при выходе из второй камеры сгорания.
www.findpatent.ru
Использование: в реактивных двигателях летательных аппаратов. Сущность изобретения: способ создания тяги состоит в том, что в реактивном двигателе, включающем камеру сгорания и сопло (С), содержащее насадок, выполненный с определенными размерами, защищенными изобретением, ускоряют поток путем его сужения в дозвуковой части С и расширения на сверхзвуковом участке, в С создают несимметрию течения, а само С или его часть отклоняют на угол = arc tg Fy/Fx, величина которого зависит от Fx, Fy. 2 с.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к реактивным двигателям летательных аппаратов.
Проблема увеличения тяги двигателей является одной из важных задач при проектировании летательных аппаратов. Необходимое для получения тяги ускорение выбрасываемой струи можно получать с помощью различных способов воздействий на поток, расходного, теплового, механического (Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика, М., 1969, с. 188-194). Недостатком этих способов и устройств ускорения потока и создания тяги является сложность их реализации (Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей, М., 1980, с. 16). Известен способ, принятый за прототип, ускорения потока путем геометрического воздействия на него (Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика, М., 1969, с. 190). Недостатком этого способа является то, что при таком воздействии не используется кинетическая энергия истекающей струи. Задачей изобретения является увеличение тяги реактивного двигателя. Техническим результатом настоящего изобретения является увеличение тяги реактивного двигателя за счет использования кинетической энергии истекающей струи. Указанный технический результат достигается тем, что в реактивном двигателе, включающем камеру сгорания и сопло, ускоряют поток путем его сужения в дозвуковой части сопла и расширения на сверхзвуковом участке, в сопле создают несимметрию течения, а само сопло или часть его отклоняют на угол = arctg Fy/Fx, где Fx, Fy - соответственно осевая и нормальная компоненты результирующей тяги сопла, при этом знак угла выбирается таким образом, чтобы вектор результирующей тяги был направлен параллельно оси симметрии камеры сгорания. Способ состоит из следующих операций: создают несимметричное течение в сопле, отклоняют сопло или часть его так, чтобы вектор результирующей тяги был направлен параллельно оси симметрии камеры сгорания. Известно устройство, принятое за прототип, для получения и управления вектором тяги двигателя путем геометрического воздействия на поток, которое включает камеру сгорания, сходящийся дозвуковой и расходящийся сверхзвуковой участки сопла, механизм поворота сопла (Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой, В.Ф. Захарченко и др. Основы прикладной аэрогазодинамики, кн. 2, М., 1991, c. 263). Недостатком этого устройства является то, что оно не использует кинетическую энергию истекающей струи. Задачей изобретения является увеличение тяги реактивного двигателя. Техническим результатом изобретения является увеличение тяги двигателя за счет несимметричного распределения давления по стенкам сопла. Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве, содержащем камеру сгорания, расчетное сопло со сходящимся дозвуковым и расходящимся сверхзвуковым участками, механизм поворота сопла или его части, сопло в диапазоне расчетных чисел Маха 1<3 дополнено насадком, состоящим из симметричной части длиной lc = (0-2)Dкр (Dкр -диаметр критического сечения расчетного сопла) для получения перерасширенного течения в сопле, и несимметричной части с длиной lн = (0,5-3)Dкр, выполненной со ступенчатым или(и) косым срезом выходного сечения, причем сопло или его часть повернуты так, чтобы вектор результирующей тяги на крейсерском режиме совпадал с осью симметрии камеры сгорания. При исследовании по патентной и научно-технической литературе не обнаружены решения с признаками, сходными с отличительными признаками заявленного способа и устройства. На фиг.1 представлена принципиальная схема одного из возможных устройств для осуществления предлагаемого способа увеличения тяги двигателя; на фиг.2 - основные варианты насадков к соплам; на фиг.3 - результаты приближенного расчета величин осевого и бокового компонентов тяги и модуля результирующей тяги для одного из вариантов реактивного двигателя. Устройство для увеличения тяги двигателя (фиг.1) содержит камеру сгорания 1, сходящийся дозвуковой участок 2, расходящийся сверхзвуковой участок 3, насадок, состоящий из симметричной 4 и несимметричной 5 частей, механизм для отклонения сопла или его части 6. Несимметричный участок может быть выполнен с косым (фиг.2, а) или со ступенчатым (фиг.2, б) срезами, или с комбинацией косого и ступенчатого срезов (фиг.2, в). Косой срез (фиг.2, а) характеризуется углом , который может изменяться в диапазоне 0< <90 (угол = 90o - соответствует обычному осесимметричному соплу). Ступенчатый срез (фиг.2, б) характеризуется длиной L и высотой H ступеньки. Осуществление способа проиллюстрируем на примере работы устройства. К симметричной расходящейся части 3 сопла пристыковывают насадок с симметричной частью 4 и несимметричной частью 5, образованную ступенчатым или косым срезами или комбинацией ступенчатого и косого срезов. При течении газа на участках 2, 3 и 4 поток ускоряется в направлении оси (плоскости) симметрии сопла, далее кинетическая энергия струи, истекающей из симметричной части сопла, используется для создания разрежения на несимметричной части 5. В результате на несимметричной части 5 насадка образуется боковая сила Fy, а на участках 4 и 5 образуется дополнительная осевая сила Fx, которая уменьшает величину тяги расчетного сопла Fр. Результирующий вектор тяги образует некоторый угол по отношению к соответствующему вектору исходного симметричного сопла. Отклонив сопло на угол , получим тягу сопла, направленную параллельно оси симметрии камеры сгорания. Сама величина результирующей тяги при соответствующем выборе параметров может оказаться больше тяги исходного симметричного сопла. Представим некоторые качественные соображения в обоснование вышеизложенного. Итак, осевой компонент тяги уменьшается по сравнению с тягой расчетного осесимметричного сопла, но зато появляется боковая сила. Модуль результирующей тяги будет больше тяги исходного расчетного осесимметричного сопла Fр при выполнении условия: Fy2 > 2FpFx (1), что можно преобразовать к виду Как показывают результаты приближенных расчетов, представленных на фиг. 3, соотношение (1) можно выполнить соответствующим выбором параметров Ма, , Ро/Рн. Приближенные расчеты проведены на основе одномерных изэнтропических соотношений. Расчет продолжался до сечения, в котором начинается отрыв потока. Положение точки отрыва определялось на основе данных, представленных в работе (Г.Ю. Степанов, Л.В. Гогиш. Квазиодномерная газодинамика сопел ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1973, с. 80, рис 2, 7). На фиг.3 приведены в зависимости от перепада давления на сопле Ро/Рн величины соответственно модуля результирующей тяги F/Fp (фиг.З, а), бокового (фиг.3, б) и осевого (фиг.З, в) компонентов результирующей тяги для варианта коническою сопла (полуугол раствора = 1o) с числом Ма = 1,5 со ступенчатым срезом H/R = 1, где Fx - осевой компонент результирующей тяги двигателя, Fy - боковой компонент результирующей тяги двигателя, - модуль результирующей тяги двигателя,Ро - давление торможения в форкамере сопла,Рн - давление окружающей среды,Fp - тяга двигателя с расчетным для данного перепада Ро/Рн симметричным соплом,nx - локальная степень нерасчетности сопла. Видно, что потери осевого компонента тяги составляют 0,5-3% тяги расчетного сопла, в то время как величины боковых сил доходят до 35-70%, что позволяет получить результирующую тягу, превосходящую по модулю величину тяги расчетного сопла на 5-20%. Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях, в авиационных двигателях, в частности в двигателях самолетов укороченного или вертикального взлета и посадки.Формула изобретения
1. Способ создания тяги реактивного двигателя, включающего камеру сгорания и сопло, заключающийся в ускорении потока путем его сужения в дозвуковой части сопла и расширения на сверхзвуковом участке, отличающийся тем, что в сопле создают несимметрию течения, а само сопло или часть его отклоняют на угол = arctg Fy/Fx, где Fx, Fy соответственно осевая и нормальная компоненты результирующей тяги сопла, при этом знак угла выбирается таким образом, чтобы вектор результирующей тяги был направлен параллельно оси симметрии камеры сгорания. 2. Устройство для создания тяги реактивного двигателя, включающее камеру сгорания, расчетное сопло со сходящимся дозвуковым и расходящимся сверхзвуковым участком, механизм поворота сопла или его части, отличающееся тем, что сопло в диапазоне расчетных чисел Маха 1 < Мр < 3 дополнено насадком, состоящим из симметричной части длиной lc (0 2) Dкр (Dкр диаметр критического сечения расчетного сопла) для получения перерасширенного течения в сопле, и немимметричной части с длиной lн (0,5 3) Dкр, выполненной со ступенчатым или (и) косым срезом выходного сечения, причем сопло или его часть повернуты так, чтобы вектор результирующей тяги на крейсерском режиме совпал с осью симметрии камеры сгорания.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3www.findpatent.ru