Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы, пишет Ростех .
Первый самолет братьев Райт, самостоятельно оторвавшийся от Земли в 1903 году, был оснащен поршневым двигателем внутреннего сгорания. И на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолетостроении. Но во время Второй мировой войны стало ясно, что традиционная поршнево-винтовая авиация подошла к своему технологическому пределу – как по мощности, так и по скорости. Одной из альтернатив был воздушно-реактивный двигатель.
Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости Константин Циолковский. Еще в 1903 году, когда братья Райт запускали свой первый самолет «Флайер-1», российский ученый опубликовал свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами», в котором он разработал основы теории реактивного движения. Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Циолковскому потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.
Реактивный самолет Су-11 с двигателями ТР-1, разработки КБ Люльки
Тем не менее, родиной серийного турбореактивного двигателя суждено было стать совсем другой стране – Германии. Создание турбореактивного двигателя в конце 1930-х было своеобразным хобби немецких компаний. В этой области отметились практически все известные ныне бренды: Heinkel, BMW, Daimler-Benz и даже Porsche. Основные лавры достались компании Junkers и ее первому в мире серийному турбореактивному двигателю 109-004, устанавливаемому на первый же в мире турбореактивный самолет Me 262.
Несмотря на невероятно удачный старт в реактивной авиации первого поколения, немецкие решения дальнейшего развития нигде в мире не получили, в том числе и в Советском Союзе.
В СССР разработкой турбореактивных двигателей наиболее удачно занимался легендарный авиаконструктор Архип Люлька. Еще в апреле 1940 года он запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, позже получившую мировое признание. Архип Люлька не нашел поддержки у руководства страны. С началом войны ему вообще предложили переключиться на танковые двигатели. И только когда у немцев появились самолеты с турбореактивными двигателями, Люльке было приказано в срочном порядке возобновить работы по отечественному турбореактивному двигателю ТР-1.
Уже в феврале 1947 года двигатель прошел первые испытания, а 28 мая свой первый полет совершил реактивный самолет Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработки КБ А.М. Люльки, ныне филиала Уфимского моторостроительного ПО, входящего в Объединенную двигателестроительную корпорацию (ОДК).
Принцип работы
Турбореактивный двигатель (ТРД) работает на принципе обычной тепловой машины. Не углубляясь в законы термодинамики, тепловой двигатель можно определить как машину для преобразования энергии в механическую работу. Этой энергией обладает так называемое рабочее тело – используемый внутри машины газ или пар. При сжатии в машине рабочее тело получает энергию, а при последующем его расширении мы имеем полезную механическую работу.
При этом понятно, что работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. Поэтому газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием – охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип работы турбореактивного двигателя.
Таким образом, любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера.
Рабочее тело – воздух, попадает в компрессор и сжимается там. В компрессоре на одной вращающейся оси укреплены металлические диски, по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». Они «захватывают» наружный воздух, отбрасывая его внутрь двигателя.
Далее воздух поступает в камеру сгорания, где нагревается и смешивается с продуктами сгорания (керосина). Камера сгорания опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб, которые называются жаровыми трубами. В жаровые трубы через специальные форсунки и подается авиационный керосин.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. Ее раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку-пропеллер. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения – до 30 тысяч оборотов в минуту. Факел из камеры сгорания достигает температуры от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Воздух здесь расширяется, приводя турбину в движение и отдавая ей часть своей энергии.
После турбины – реактивное сопло, где рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создает реактивную тягу.
Поколения турбореактивных двигателей
Несмотря на то, что точной классификации поколений турбореактивных двигателей в принципе не существует, можно в общих чертах описать основные типы на различных этапах развития двигателестроения.
К двигателям первого поколения относят немецкие и английские двигатели времен Второй мировой войны, а также советский ВК-1, который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.
Истребитель МИГ-15
ТРД второго поколения отличаются уже возможным наличием осевого компрессора, форсажной камеры и регулируемого воздухозаборника. Среди советских примеров двигатель Р-11Ф2С-300 для самолета МиГ-21.
Двигатели третьего поколения характеризуются увеличенной степенью сжатия, что достигалось увеличением ступеней компрессора и турбин, и появлением двухконтурности. Технически это самые сложные двигатели.
Появление новых материалов, которые позволяют значимо поднять рабочие температуры, привело к созданию двигателей четвертого поколения. Среди таких двигателей – отечественный АЛ-31 разработки ОДК для истребителя Су-27.
Сегодня на уфимском предприятии ОДК начинается выпуск авиационных двигателей пятого поколения. Новые агрегаты установят на истребитель Т-50 (ПАК ФА), который приходит на смену Су-27. Новая силовая установка на Т-50 с увеличенной мощностью сделает самолет еще более маневренным, а главное – откроет новую эпоху в отечественном авиастроении.
Реактивный двигатель был изобретен Гансом фон Охайном (Dr. Hans von Ohain). выдающимся немецким инженером-конструкторм и Фрэнком Уиттлом (Sir Frank Whittle). Первый патент на работающий газотурбинный двигатель, был получен в 1930 году Фрэнк Уиттлом. Однако первую рабочую модель собрал именно Охайн.
2 августа 1939 года в небо поднялся первый реактивный самолет — He 178 (Хейнкель 178), снаряженный двигателем HeS 3, разработанный Охайном.
Устройство реактивного двигателя достаточно просто и одновременно крайне сложно. Просто по принципу действия: забортный воздух (в ракетных двигателях — жидкий кислород) засасывается в турбину, там смешивается с топливом и сгорая, в конце турбины образует т.н. “рабочее тело” (реактивная струя), которое и двигает машину.
Так все просто, но на деле — это целая область науки, ибо в таких двигателях рабочая температура достигает тысяч градусов по Цельсию. Одна из самых главных проблем турбореактивного двигателестроения — создание не плавящихся деталей, из плавящихся металлов. Но для того, что бы понять проблемы конструкторов и изобретателей нужно сначала более детально изучить принципиальное устройство двигателя.
основные детали реактивного двигателя
В начале турбины всегда стоит вентилятор. который засасывает воздух из внешней среды в турбины. Вентилятор обладает большой площадью и огромным количеством лопастей специальной формы, сделанных из титана. Основных задач две — первичный забор воздуха и охлаждение всего двигателя в целом, путем прокачивание воздуха между внешней оболочкой двигателя и внутренними деталями. Это охлаждает камеры смешивания и сгорания и не дает им разрушится.
Сразу за вентилятором стоит мощный компрессор. который нагнетает воздух под большим давлением в камеру сгорания.
Камера сгорания выполняет еще и роль карбюратора, смешивая топливо с воздухом. После образования топливо воздушной смеси она поджигается. В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объемное расширение. Фактически реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв.
Камера сгорания реактивного двигателя одна из самых горячих его частей — её необходимо постоянно интенсивное охлаждение. Но и этого недостаточно. Температура в ней достигает 2700 градусов, поэтому её часто делают из керамики.
После камеры сгорания горящая топливо-воздушная смесь направляется непосредственно в турбину.
Турбина состоит из сотен лопаток, на которые давит реактивный поток, приводя турбину во вращение. Турбина в свою очередь вращает вал, на котором “сидят” вентиллятор и компрессор. Таким образом система замыкается и требует лишь подвода топлива и воздуха для своего функционироваия.
После турбины поток направляется в сопло. Сопло реактивного двигателя — последняя, но далеко не по значению часть реактивного двигателя. Оно формирует непосредственно реактивную струю. В сопло направляется холодный воздух, нагнетаемый вентиллятором для охлаждения внутренних деталей двигателя. Этот поток ограничивает манжету сопла от сверхгорячего реактивного потока и ее дает ей расплавится.
Сопла у реактивных двигателей бывают самые разные. Самым передовым считает подвижное сопло, стоящее на двигателях с отклоняемым вектором тяги. Оно может сжиматься и расширятся, а также отклонятся на значительные углы, регулируя и направляя непосредственно реактивный поток. Это делает самолеты с двигателями с отклоняемым вектором тяги очень маневренными, т.к. маневрирование происходит не только благодаря механизмам крыла, но и непосредственно двигателем.
Классический реактивный двигатель самолета F-15
Классический реактивный двигатель — принципиальное устройство которого мы описыали выше. Используется в основном на истребителях в различных модификациях.
Турбовинтовой двигатель. В этом типе двигателя мощность турбины через понижающий редуктор направляется на вращение классического винта. Такие двигатели позволят большим самолетам летать на приемлемых скоростях и тратить меньше горючего. Нормальной крейсерской скоростью турбовинтового самолета считается 600—800 км/ч.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (Ramjet)
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Работает без подвижных деталей. Воздух нагнетается в камеру сгорания естественным способом, за счет торможения потока об обтекатель входного отверстия.
Далее все происходит так же как в обычном реактивном двигателе — воздух смешивается с горючим и выходит в виде реактивной струи из сопла.
Использовался на поездах, самолетах, БЛА, и в боевых ракетах, а также на велосипедах и скутерах.
И напоследок — видео работы реактивного двигателя:
Картинки взяты из различных источников. Русификация картинок — Лаборатори 37.
Источники: http://military-industry.ru/missilery/1425, http://lab-37.com/science_world/turbojet/
Комментариев пока нет!
informatik-m.ru
ы, венчающей "ствол" прямой
реакции. Вскоре, как можно видеть по рисунку (см. ниже), этот ствол делится
на две части, как бы расщепленный ударом молнии. Оба новых ствола одинаково
украшены могучими кронами. Это деление произошло по тому, что все
"химические" реактивные двигатели делятся на два класса в зависимости от
того, используют они для своей работы окружающий воздух или нет.
[pic]Один из вновь образованных стволов - это класс воздушно-реактивных
двигателей (ВРД). Как показывает само название, они не могут работать вне
атмосферы. Вот почему эти двигатели - основа современной авиации, как
пилотируемой, так и беспилотной. ВРД используют атмосферный кислород для
сгорания топлива, без него реакция сгорания в двигателе не пойдет. Но все
же в настоящее время наиболее широко применяются турбореактивные двигатели
(ТРД), устанавливаемые почти на всех без исключения современных самолётах.
Как и все двигатели, использующие атмосферный воздух, ТРД нуждаются в
специальном устройстве для сжатия воздуха перед его подачей в камеру
сгорания. Ведь если давление в камере сгорания не будет значительно
превышать атмосферное, то газы не станут вытекать из двигателя с большей
скоростью - именно давление выталкивает их наружу. Но при малой скорости
истечения тяга двигателя будет малой, а топлива двигатель будет расходовать
много, такой двигатель не найдёт применения. В ТРД для сжатия воздуха
служит компрессор, и конструкция двигателя во многом зависит от типа
компрессора. Существует двигатели с осевым и центробежным компрессором,
осевые компрессоры могут иметь спасибо за пользование нашей системой
меньшее или большее число ступеней сжатия, быть одно-двухкаскадными и т.д.
Для приведения во вращение компрессора ТРД имеет газовую турбину, которая и
дала название двигателю. Из-за компрессора и турбины конструкция двигателя
оказывается весьма сложной.
Значительно проще по конструкции безкомпрессорные воздушно-реактивные
двигатели, в которых необходимое повышение давления осуществляется другими
способами, которые имеют названия: пульсирующие и прямоточные двигатели.
1. В пульсирующем двигателе для этого служит обычно клапанная решётка,
установленная на входе в двигатель, когда новая порция топливно-воздушной
смеси заполняет камеру сгорания и в ней происходит вспышка, клапаны
закрываются, изолируя камеру сгорания от входного отверстия двигателя.
Вследствие того давление в камере повышается, и газы устремляются через
реактивное сопло наружу, после чего весь процесс повторяется.
2. В бескомпрессорном двигателе другого типа, прямоточном, нет даже и этой
клапанной решётки и давление в камере сгорания повышается в результате
скоростного напора, т.е. торможения встречного потока воздуха,
поступающего в двигатель в полёте. Понятно, что такой двигатель способен
работать только тогда, когда летательный аппарат уже летит с достаточно
большой скоростью, на стоянке он тяги не разовьет. Но зато при весьма
большой скорости, в 4-5 раз большей скорости звука, прямоточный двигатель
развивает очень большую тягу и расходует меньше топлива, чем любой другой
"химический" реактивный двигатель при этих условиях. Вот почему
прямоточные двигатели.
Особенность аэродинамической схемы сверхзвуковых летательных аппаратов с
прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) обусловлена наличием
специальных ускорительных двигателей, обеспечивающих скорость движения,
необходимую для начала устойчивой работы ПРД. Это утяжеляет хвостовую часть
конструкции и для обеспечения необходимой устойчивости требует установки
стабилизаторов.
Добавить про пороховые, ядерные и электрические
III.Особенности проектирования и созданиянен н не летательного аппарата.
Рассмотрим реактивного движения при разных скоростях возьмем два типа
реактивного движения: дозвуковое и сверхзвуковое. На любой скорости важную
роль играет аэродинамика летательного аппарата.
Аэродинамика - наука о движении тел в воздушной среде - является
теоретической основной авиации. Без успехов аэродинамики не возможно было
бы стремительное развитие авиации, столь характерное для нашего времени.
Но успехи аэродинамики были бы немыслимы без проведения экспериментальных
работ, в основе которых использование аэродинамических труб, позволяющих
производить моделирование полёта летательного аппарата с учётом теории
подобия, в результате чего испытуемое изделие закреплялось стационарно, а
воздушный поток набегал на него.
Это позволило инженерам решить сложные вопросы аэродинамики крыла,
оптимизировать формы фюзеляжа, решить проблемы штопора, флаттера, вопросы
преодоления вниз звукового барьера и многие другие, инженерные и научные
вопросы теории газодинамики. На лабораторной базе Центрального
аэрогидродинамического университета (ЦАГУ) проводились основные
исследования, в том числе и реактивных двигателей (вернее их масштабных
моделей) при дозвуковом и сверхзвуковом набегающем потоке. Результатами
этих работ явились научные труды, позволившие оптимальным образам выбирать
характеристики двигателей их компоновку и положение на корпусе фюзеляжа и
многое другое. Таким образом, в результате проектных и экспериментальных
работ определялся общий вид летательного аппарата.
Но важной особенностью проектных работ являлось выбор двигательной
установки, позволившей выполнять изделию заданные технические
характеристики. Конечно, на самом деле вопросы выбора двигателя в истории
развития авиационной технике шли как бы поэтапно от простого к сложному и
соответственно более совершенному, не уменьшая надёжности. Это на
современном этапе развития техники мы можем более грамотно (из имеющегося)
выбирать компоновку летательного аппарата в соответствии с требуемыми
задачами. Поэтому конструктора всегда учитывают особенности двигателей при
разных скоростях.
В этих случаях Реактивные двигатели (прямоточные, турбореактивные)
используют для своей работы кислород воздуха, поступающий из
воздухозаборников, установленных на летательном аппарате.
Размеры воздухозаборных устройств, их число, характер расположения, режимы
работы существенно изменяют условия обтекания и аэродинамические свойства
летательного аппарата, что в свою очередь влияет на тяговые и экономические
характеристики двигателей.
Для обеспечения наименьших потерь полного давления и создания тем самым
лучших условий работы двигателей воздухозаборные устройства должны
размещаться на летательном аппарате так, чтобы они не затенялись крыльями,
оперением и другими впихните свой лицо выступающими частями, т.е. чтобы в
зоне входа в воздухозаборное устройство поток испытывал как можно меньшие
возмущения
С этой целью нежелательно размещать воздухозаборное устройство вблизи
поверхности корпуса на большом удалении от носовой части, если входной
канал оказывается в зоне пограничного слоя с достаточно большой толщиной и
поступающий воздух будет иметь большие потери полного давления
Вид аэродинамической схемы летательного аппарата с реактивным двигателем
зависит от расположения воздухозаборных устройств. При большом удалении
воздухозаборника от носовой части летательного аппарата перед входом в него
должны быть предусмотрены устройства для отсоса пограничного слоя. Возможно
вынесение входного сечения воздухозаборника за пределы пограничного слоя.
Всё это предотвращает срыв потока воздуха и улучшает характеристики работы
воздухозаборников.
С целью снижения потерь давления воздуха, поступающего в двигатель, и
повышения эффективности его работы воздухозаборные устройства вместе с
двигателями могут располагаться в виде гондол на крыльях или специальных
пилонах. В этом случае для повышения устойчивости и улучшения управляемости
предусмотрено хвостовое оперение.
|
referat.resurs.kz
Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя. Часть тепла бортового источника космического аппарата преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле. Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный, по крайней мере, с двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом, холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя. Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя те же элементы кроме электрогенератора-преобразователя и электрического разгонного устройства, только выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго охлаждаемого компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, и выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования тепловой энергии бортового источника тепла для повышения тяги и удельного импульса даигателя. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.,1табл.
Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим потенциальную тепловую энергию в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.
Обычно для получения тяги в таких двигателях в качестве источника тепловой энергии используют либо солнечные, либо ядерные нагреватели. Иногда для этих целей используют химические источники энергии.
Солнечные - это высокотемпературные нагреватели с температурой нагрева до нескольких тысяч градусов, но они требуют для своей работы создания высокоэффективных концентраторов солнечной энергии большой мощности. Ядерные нагреватели позволяют получать тепло с относительно низкой температурой порядка одной, полутора тысяч градусов. Химические источники энергии не могут обеспечить длительный период работы, так как требуют большого количества реагентов.
Для получения реактивной тяги в двигателе необходимо обеспечить истечение определенной массы рабочего тела с определенной скоростью. Очевидно, что чем выше будет скорость истечения рабочего тела, тем меньше его требуемый запас на борту космического аппарата. Поэтому тенденция развития космических реактивных двигателей - увеличение скорости истечения рабочего тела, применяемого в двигателе. Как известно («Прикладная газовая динамика». Абрамович Г.Н. Издательство «Наука», 1976 г., стр.20-21), скорость истечения тем выше, чем больше энергии накоплено в рабочем теле перед началом его истечения, либо чем больше его подведено в процессе истечения. Классическим примером первого случая является жидкостной реактивный двигатель (ЖРД). В нем тепло, выделяемое в процессе сгорания горючего и окислителя, преобразуется в сопле в кинетическую энергию газовой струи. На сегодня максимально достигнутая скорость истечения для пары кислород-водород составляет более 4000 м/сек. Во втором случае для разгона рабочего тела используют энергию электрического или электромагнитного поля, реализуемую в электрореактивных двигателях, в которых удается обеспечить скорость истечения более 20 000 м/сек.
В патенте РФ RU № 2326262 предлагается достигать высоких скоростей истечения рабочего тела, используя комбинированный электрохимический ракетный двигатель, где повышение эффективности (удельного импульса) достигается без использования дополнительного источника энергии за счет последовательно соединенных камеры каталитического разложения окислителя, электрохимического генератора и модуля конверсии углеводородного горючего, а также электрического ракетного двигателя. Для дополнительного повышения температуры продуктов сгорания топлива используется камера дожигания ракетного топлива.
Из закона сохранения энергии следует, что с ростом скорости истечения необходимая энергия растет пропорционально квадрату этой скорости. По этой причине, так как создание высокоэффективных бортовых источников энергии сложная техническая задача, электрореактивные двигатели создают тягу в несколько граммов и относятся к классу двигателей малой тяги.
Проблема создания источников энергии большой мощности, например, на базе ядерных нагревателей состоит в том, что для преобразования тепла в электричество необходимо реализовать термодинамический цикл с подводом тепла от источника и отводом тепла после получения полезной работы в холодильник. Если с подводом тепла, например, от ядерного реактора особых технических проблем нет, то с отводом тепла в космосе существует большая проблема, так как отводить тепло можно только излучением, либо использованием специальных поглотителей, находящихся на борту космического аппарата. Поэтому для отвода тепла излучением приходится повышать температуру излучающих поверхностей, что резко снижает коэффициент полезного действия цикла преобразования тепловой энергии в электрическую.
Так, в описании к патенту РФ № 2248312, относящемся к вспомогательным элементам ядерных энергоустановок космических аппаратов, используется холодильник-излучатель как часть системы энергоустановки. Холодильник-излучатель - это сложная конструкция, состоящая из ряда дополнительных приспособлений, обеспечивающих ее надежное развертывание в рабочее состояние после вывода на орбиту и компактное расположение при выводе. Размер излучателя и его масса в значительной степени определяют размер и массу всего аппарата.
Известна энергоустановка («Энергетические системы космических аппаратов». Куландин А.А. Издательство «Наука», 1994 г.), состоящая из источника тепла (ядерный реактор), турбины, излучателя тепла, компрессора, теплообменника. Для получения энергии для бортовых нужд и работы электрореактивного двигателя используется ядерный реактор. Недостатком такой схемы является достаточно низкий кпд (около 3-5%) из-за необходимости отвести большое количество тепла, что в условиях космоса, как уже отмечалось выше, возможно в основном только через излучение.
Технический результат данного изобретения заключается в том, что благодаря его применению можно наиболее эффективно использовать тепловую энергию бортового источника тепла для достижения максимально возможных тяги и удельного импульса реактивного двигателя.
Достигается это тем, способ работы реактивного двигателя космического аппарата, заключающийся в получении тяги за счет истечения рабочего тела, которое разгоняют посредством подвода к рабочему телу полезной работы, полученной в реализованном аппарате в замкнутом термодинамическом цикле с использованием бортового источника тепла, в качестве рабочего тела двигателя используют криогенную жидкость, которую предварительно испаряют и нагревают за счет тепла, отводимого из замкнутого термодинамического цикла после получения в нем полезной работы, и дополнительно подогревают с использованием бортового источника тепла. В качестве рабочего тела двигателя используют жидкий водород. В качестве рабочего тела в замкнутом термодинамическом цикле используют неон.
Т.е. часть тепла бортового источника преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле.
Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с компрессором и электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя.
Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя источник тепла, который термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого цикла, выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, а выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Бак с жидким криогенным рабочим телом и насосом последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника нагревателя.
Изобретение поясняется следующими графическими материалами.
Фиг.1 - циклограммы термодинамических процессов в замкнутом цикле и цикле рабочего тела двигателя.
Фиг.2 - вариант двигателя с электрическим разгонным устройством.
Фиг.3 - вариант двигателя с газодинамическим разгонным устройством.
Рассмотрим T-s диаграммы, представленные на фиг.1. В замкнутом термодинамическом цикле 1'-2'-3'-4' получают полезную работу за счет подвода тепла на участке 2'-3' от бортового источника тепла и отвода тепла на участке 4'-1'. Отведенное тепло идет на испарение и нагрев криогенного рабочего тела двигателя на участке 5'-6'-7'-8'. Далее рабочее тело двигателя дополнительно подогревается от бортового источника тепла до температуры Т9 и подводят к нему (например, адиабатически сжимая) полезную работу, полученную в замкнутом термодинамическом цикле, равную разности подведенного и отведенного тепла. Температура рабочего тела двигателя возрастает и, следовательно, возрастает ее энергия, что реализуется в разгонном устройстве (например, газодинамическом) в увеличении скорости истечения и соответственно тяги двигателя.
Двигатель по первому варианту (Фиг.2) состоит из источника тепла (1), нагревателя рабочего тела замкнутого контура (2), турбины (3), теплообменника-испарителя (4), компрессора (5), соединенного с турбиной, электрогенератора-преобразователя (6), электрического разгонного устройства (7), бака с криогенным рабочим телом (8), насоса (9), теплообменника-нагревателя (10).
Двигатель работает следующим образом.
В замкнутом контуре, образованном теплообменником-нагревателем (2), турбиной (3), теплообменником-испарителем (4), компрессором (5), циркулирует рабочее тело, которое поглощает тепло нагревателя (1), срабатывает его в турбине, отдает возвратное тепло в теплообменник-испаритель(4), сжимается компрессором и снова нагревается. Полученная полезная работа преобразуется электрогенератором в электрический ток, который используется в электрореактивном устройстве для разгона рабочего тела двигателя. Отводимое тепло из замкнутого контура идет на испарение и нагрев жидкого криогенного рабочего тела двигателя. Так как температура рабочего тела двигателя низкая, термодинамический цикл, реализуемый в замкнутом контуре, эффективен. Так, при температуре нагрева рабочего тела замкнутого контура в нагревателе 1000 К и температуре охлаждения в холодильнике-испарителе 30 К, кпд составит около 97%, что позволит практически полностью преобразовать полученное тепло от бортового источника в электрический ток. После испарения и нагрева в холодильнике-испарителе рабочее тело двигателя дополнительно подогревается в нагревателе и поступает в электрореактивное устройство, где разгоняется электричеством до предельно возможной скорости. Массу рабочего тела в замкнутом контуре выбирают из условия теплового баланса между отводимой из замкнутого контура теплом и теплотой испарения и нагрева жидкого криогенного рабочего тела двигателя при выбранном давлении.
Двигатель по второму варианту (Фиг.3) состоит из источника тепла (1), нагревателя рабочего тела замкнутого контура (2), турбины (3), холодильника-испарителя (4), компрессора (5), соединенного с турбиной, второго охлаждаемого компрессора (6*) с рубашкой охлаждения (11), вход которой связан с выходом холодильника-испарителя (4), а выход - с входом второго теплообменника-нагревателя (10), газодинамического разгонного устройства (7*), бака с криогенным рабочим телом (8), насоса (9), второго теплообменника-нагревателя (10).
Двигатель работает следующим образом.
В замкнутом контуре преобразования тепла в полезную работу циркулирует рабочее тело, нагреваясь от источника тепла (1) в теплообменнике-нагревателе (2), и отдает энергию турбине (3). После получения полезной работы рабочее тело замкнутого контура охлаждается в холодильнике-испарителе (4), сжимается компрессором (5) и снова поступает в теплообменник-нагреватель. Отводимое из контура тепло идет на испарение и нагрев жидкого криогенного рабочего тела двигателя в холодильнике-испарителе (4). Испарившееся рабочее тело дополнительно подогревается в теплообменнике-нагревателе рабочего тела двигателя (10), сжимается охлаждаемым компрессором (6) и разгоняется в газодинамическом разгонном устройстве для достижения максимально возможной скорости истечения. Так как температура испарения криогенного рабочего тела очень низкая (примерно 20 К), кпд преобразования тепловой энергии в механическую работу близок к единице. Эта полезная работа преобразуется в охлаждаемом компрессоре при сжатии рабочего тела двигателя, близком к адиабатическому, в рост температуры рабочего тела перед его истечением из сопла, что позволяет получить скорость истечения более чем в 2-2,5 раза выше, чем у наиболее совершенных ЖРД.
С точки зрения получения лучших весовых характеристик двигателя второй вариант может оказаться предпочтительным, так как вес электрогенератора при больших мощностях энергоустановки может оказаться значительным. Первый вариант может быть вне конкуренции в случае необходимости достижения максимальных по экономичности характеристик двигателя.
В качестве примера рассмотрим вариант двигателя со следующими основными параметрами.
Расход рабочего тела двигателя - 1 кг/сек
Рабочее тело двигателя - жидкий водород
Начальная температура водорода - 20 К
Рабочее тело в замкнутом контуре - неон
Температура рабочего тела на входе в турбину - 1500 К
Начальная температура неона - 30 К
На фиг.1 замкнутый цикл неона обозначим точками 1-2-3-4, а цикл нагрева и подвода полезной работы к рабочему телу (водороду) обозначим точками 5-6-7-8-9-10. Подвод тепла в цикле неона осуществляется изобарно на участке 2-3 при давлении Р2, отвод тепла также осуществляется изобарно на участке 1-4 при давлении P1. Сжатие рабочего тела 1-2 и расширение 3-4 - адиабатическое.
Испарение и нагрев водорода осуществляется на участке 5-6-7-8 за счет отводимого тепла 1-4 из замкнутого цикла. Дополнительный нагрев водорода от бортового источника тепла происходит на участке 8-9 изобарно при давлении Р6. Дальнейший рост температуры водорода на участке 9-10 осуществляется за счет адиабатического сжатия, которое зависит от полезной работы, полученной в замкнутом цикле неона.
Пусть Q - количество тепла, участвующего в этих циклах. G1 - масса рабочего тела в замкнутом цикле, G2 - масса водорода, в нашем примере равна 1 кг.
Для определения массы неона запишем уравнении теплового баланса между отводимым теплом от неона и подводимым теплом к водороду.
Q5-6-7-8=Q1-4
Q5-6-7-8=Q5-6+Q6-7 +Q7-8
Q5-6=(S6 -S5)*(T6+T5)/2*G2
Q6-7=(i7-i6)*G 2
Q7-8=(i8-i7 )*G2
Qi-4=(i8 -i7)*G2,
где S и i - энтропия и энтальпия рабочих тел.
При условии, что G 2=1,
G1=((S6-S 5)*(T6+T5)/2*G2+(i 7-i6)+(i8-i7))/(i 4-i1)
Количество подведенного тепла в замкнутом контуре будет
Q3-2 =(i3-i2)*G1
Количество тепла, подведенного к водороду на участке 8-9, будет
Q8-9=(i9-i8)*G2=(i 9-i8).
Полезная работа, полученная в замкнутом цикле, будет равна
| Qполезная=Q3-2-Q4-1 | Qполезная=Q10-9 |
Дополнительный нагрев водорода на участке 9-10 находим из условия адиабатического сжатия за счет подвода полезной работы.
Q10-9=k*R/(k-l)*(T 10-T9), где k - постоянная Больцмана,
отсюда T10-T9=Qполезная(k-l)/(k*R).
Результаты расчетов с использованием начальных данных представлены в таблице 1.
Значение параметров рабочего тела взяты из следующих источников: «Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей» Н.Б.Варгафтик. Москва. 1972 г.
«Теплофизические свойства технически важных газов при высоких температурах и давлениях. Справочник». В.Н.Зубарев и др. Москва. Энергоатомиздат. 1989 г.
Расчеты показывают, что предельные значения, которые можно получить с использованием рассмотренных выше схем, это Т10-Т 9=1500К и достигаемая скорость истечения W, вычисленная по формуле
W=9.969 км/сек
кпд замкнутого цикла=84%
Предельная тяга двигателя=1000 кг
Тепловая мощность источника тепла=3 0000 кВт
Таким образом решается основная задача - достижение большой тяги и высокой скорости истечения рабочего тела реактивного двигателя, которая при использования в качестве рабочего тела жидкого водорода будет в 2-2.5 раза превышать скорость иссечения (и соответственно удельный импульс) наиболее совершенных водородно-кислородных ЖРД. Столь высокий удельный импульс и большая тяга двигателя позволяют решать практически любые задачи освоения ближнего космоса от Марса до Венеры, в том числе и освоение Луны.
1. Способ работы реактивного двигателя космического аппарата, заключающийся в получении тяги за счет истечения рабочего тела, которое разгоняют посредством подвода к рабочему телу полезной работы, полученной в реализованном в аппарате замкнутом термодинамическом цикле с использованием бортового источника тепла, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела двигателя используют криогенную жидкость, которую предварительно испаряют и нагревают за счет тепла, отводимого из замкнутого термодинамического цикла после получения в нем полезной работы, и дополнительно подогревают с использованием бортового источника тепла.
2. Способ работы реактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела двигателя используют жидкий водород.
3. Способ работы реактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела в замкнутом термодинамическом цикле используют неон.
4. Устройство реактивного двигателя, включающего в себя бортовой источник тепла, замкнутый контур, образованный последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого контура, бак с рабочим телом, насос и устройство разгона рабочего тела, отличающееся тем, что источник тепла термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя и насос последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина замкнутого контура соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя.
5. Устройство реактивного двигателя, включающего в себя бортовой источник тепла, замкнутый контур, образованный последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого контура, бак с рабочим телом, насос и устройство разгона рабочего тела, отличающееся тем, что источник тепла термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, а выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя, а бак с жидким криогенным рабочим телом и насосом последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника нагревателя.
6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что второй компрессор снабжен рубашкой охлаждения, связанной с выходом холодильника-испарителя, а выход - с входом второго теплообменника-нагревателя.
www.freepatent.ru
В реактивном двигателе сила тяги, необходимая для движения, создается путем преобразования исходной энергии в кинетическую энергию рабочего тела. В результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде отдачи (струи). Отдача перемещает в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат. Перемещение происходит в направлении, противоположном истечению струи. В кинетическую энергию реактивной струи могут преобразовываться различные виды энергии: химическая, ядерная, электрическая, солнечная. Реактивный двигатель обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.
Для создания реактивной тяги необходимы источник исходной энергии, которая преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи, рабочее тело, выбрасываемое из двигателя в виде реактивной струи, и сам реактивный двигатель, преобразующий первый вид энергии во второй.
Основной частью реактивного двигателя является камера сгорания, в которой создается рабочее тело.
Все реактивные двигатели делятся на два основных класса, в зависимости от того, используется в их работе окружающая среда или нет.
Первый класс – воздушно?реактивные двигатели (ВРД). Все они тепловые, в которых рабочее тело образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом окружающего воздуха. Основную массу рабочего тела составляет атмосферный воздух.
В ракетном двигателе все компоненты рабочего тела находятся на борту оснащенного им аппарата.
Существуют также комбинированные двигатели, сочетающие в себе оба вышеназванные типа.
Впервые реактивное движение было использовано в шаре Герона – прототипе паровой турбины. Реактивные двигатели на твердом топливе появились в Китае в X в. н. э. Такие ракеты применялись на Востоке, а затем в Европе для фейерверков, сигнализации, а затем как боевые.
Важным этапом в развитии идеи реактивного движения была идея применения ракеты в качестве двигателя для летательного аппарата. Ее впервые сформулировал русский революционер?народоволец Н. И. Кибальчич, который в марте 1881 г., незадолго до казни, предложил схему летательного аппарата (ракетоплана) с использованием реактивной тяги от взрывных пороховых газов.
H. Е. Жуковский в работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1880?е годы) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) впервые разработал основные вопросы теории реактивного двигателя.
Интересные работы по исследованию полета ракеты принадлежат также известному русскому ученому И. В. Мещерскому, в частности в области общей теории движения тел переменной массы.
В 1903 г. К. Э. Циолковский в своей работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» дал теоретическое обоснование полета ракеты, а также принципиальную схему ракетного двигателя, предвосхищавшую многие принципиальные и конструктивные особенности современных жидкостно?ракетных двигателей (ЖРД). Так, Циолковский предусматривал применение для реактивного двигателя жидкого топлива и подачу его в двигатель специальными насосами. Управление полетом ракеты он предлагал осуществить посредством газовых рулей – специальных пластинок, помещаемых в струе вылетающих из сопла газов.
Особенность жидкостно?реактивного двигателя в том, что в отличие от других реактивных двигателей он несет с собой вместе с топливом весь запас окислителя, а не забирает необходимый для сжигания горючего воздух, содержащий кислород, из атмосферы. Это единственный двигатель, который может быть применен для сверхвысотного полета вне земной атмосферы.
Первую в мире ракету с жидкостным ракетным двигателем создал и запустил 16 марта 1926 г. американец Р. Годдард. Она весила около 5 килограммов, а ее длина достигала 3 м. Топливом в ракете Годдарда служили бензин и жидкий кислород. Полет этой ракеты продолжался 2,5 секунды, за которые она пролетела 56 м.
Систематические экспериментальные работы над этими двигателями начались в 30?х годах XX века.
Первые советские ЖРД были разработаны и созданы в 1930–1931 гг. в ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) под руководством будущего академика В. П. Глушко. Эта серия называлась ОРМ – опытный ракетный мотор. Глушко применил некоторые новинки, например охлаждение двигателя одним из компонентов топлива.
Параллельно разработка ракетных двигателей велась в Москве Группой изучения реактивного движения (ГИРД). Ее идейным вдохновителем был Ф. А. Цандер, а организатором – молодой С. П. Королев. Целью Королева была постройка нового ракетного аппарата – ракетоплана.
В 1933 г. Ф. А. Цандер построил и успешно испытал ракетный двигатель ОР?1, работавший на бензине и сжатом воздухе, а в 1932–1933 гг. – двигатель ОР?2, на бензине и жидком кислороде. Этот двигатель был спроектирован для установки на планере, который должен был совершить полет в качестве ракетоплана.
В 1933 г. в ГИРДе создана и испытана первая советская ракета на жидком топливе.
Развивая начатые работы, советские инженеры в последующем продолжали работать над созданием жидкостных реактивных двигателей. Всего с 1932 по 1941 г. в СССР было разработано 118 конструкций жидкостных реактивных двигателей.
В Германии в 1931 г. состоялись испытания ракет И. Винклера, Риделя и др.
Первый полет на самолете?ракетоплане с жидкостно?реактивным двигателем был совершен в Советском Союзе в феврале 1940 г. В качестве силовой установки самолета был применен ЖРД. В 1941 г. под руководством советского конструктора В. Ф. Болховитинова был построен первый реактивный самолет – истребитель с жидкостно?ракетным двигателем. Его испытания были проведены в мае 1942 г. летчиком Г. Я. Бахчиваджи.
В это же время состоялся первый полет немецкого истребителя с таким двигателем. В 1943 г. в США провели испытания первого американского реактивного самолета, на котором был установлен жидкостно?реактивный двигатель. В Германии в 1944 г. были построены несколько истребителей с этими двигателями конструкции Мессершмитта и в том же году применены в боевой обстановке на Западном фронте.
Кроме того, ЖРД применялись на немецких ракетах Фау?2, созданных под руководством В. фон Брауна.
В 1950?е годы жидкостно?ракетные двигатели устанавливались на баллистических ракетах, а затем на искусственных спутниках Земли, Солнца, Луны и Марса, автоматических межпланетных станциях.
ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасосного агрегата, газогенератора или парогазогенератора, системы автоматики, органов регулирования, системы зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменники, смесители, приводы).
Идея воздушно?реактивных двигателей не раз выдвигалась в разных странах. Наиболее важными и оригинальными работами в этом отношении являются исследования, проведенные в 1908–1913 гг. французским ученым Р. Лореном, который, в частности, в 1911 г. предложил ряд схем прямоточных воздушно?реактивных двигателей. Эти двигатели используют в качестве окислителя атмосферный воздух, а сжатие воздуха в камере сгорания обеспечивается за счет динамического напора воздуха.
В мае 1939 г. в СССР впервые состоялось испытание ракеты с прямоточным воздушно?реактивным двигателем конструкции П. А. Меркулова. Это была двухступенчатая ракета (первая ступень – пороховая ракета) с взлетным весом 7,07 кг, причем вес топлива для второй ступени прямоточного воздушно?реактивного двигателя составлял лишь 2 кг. При испытании ракета достигла высоты 2 км.
В 1939–1940 гг. впервые в мире в Советском Союзе проводились летние испытания воздушно?реактивных двигателей, установленных в качестве дополнительных двигателей на самолете конструкции Н. П. Поликарпова. В 1942 г. в Германии испытывались прямоточные воздушно?реактивные двигатели конструкции Э. Зенгера.
Воздушно?реактивный двигатель состоит из диффузора, в котором за счет кинетической энергии набегающего потока воздуха происходит сжатие воздуха. В камеру сгорания через форсунку впрыскивается топливо и происходит воспламенение смеси. Реактивная струя выходит через сопло.
Процесс работы ВРД непрерывен, поэтому в них отсутствует стартовая тяга. В связи с этим при скоростях полета меньше половины скорости звука воздушно?реактивные двигатели не применяются. Наиболее эффективно применение ВРД на сверхзвуковых скоростях и больших высотах. Взлет самолета с воздушно?реактивным двигателем происходит при помощи ракетных двигателей на твердом или жидком топливе.
Большее развитие получила другая группа воздушно?реактивных двигателей – турбокомпрессорные двигатели. Они подразделяются на турбореактивные, в которых тяга создается струей газов, вытекающих из реактивного сопла, и турбовинтовые, в которых основная тяга создается воздушным винтом.
В 1909 г. проект турбореактивного двигателя был разработан инженером Н. Герасимовым. В 1914 г. лейтенант русского морского флота М. Н. Никольской сконструировал и построил модель турбовинтового авиационного двигателя. Рабочим телом для приведения в действие трехступенчатой турбины служили газообразные продукты сгорания смеси скипидара и азотной кислоты. Турбина работала не только на воздушный винт: отходящие газообразные продукты сгорания, направленные в хвостовое (реактивное) сопло, создавали реактивную тягу дополнительно к силе тяги винта.
В 1924 г. В. И. Базаров разработал конструкцию авиационного турбокомпрессорного реактивного двигателя, состоявшую из трех элементов: камеры сгорания, газовой турбины, компрессора. Поток сжатого воздуха здесь впервые делился на две ветви: меньшая часть шла в камеру сгорания (к горелке), а большая подмешивалась к рабочим газам для понижения их температуры перед турбиной. Тем самым обеспечивалась сохранность лопаток турбины. Мощность многоступенчатой турбины расходовалась на привод центробежного компрессора самого двигателя и отчасти на вращение воздушного винта. Дополнительно к винту тяга создавалась за счет реакции струи газов, пропускаемых через хвостовое сопло.
В 1939 г. на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Его испытаниям помешала война.
В 1941 г. в Англии был впервые осуществлен полет на экспериментальном самолете?истребителе, оснащенном турбореактивным двигателем конструкции Ф. Уиттла. На нем был установлен двигатель с газовой турбиной, которая приводила в действие центробежный компрессор, подающий воздух в камеру сгорания. Продукты сгорания использовались для создания реактивной тяги.
В турбореактивном двигателе воздух, поступающий при полете, сжимается сначала в воздухозаборнике, а затем в турбокомпрессоре. Сжатый воздух подается в камеру сгорания, куда впрыскивается жидкое топливо (чаще всего – авиационный керосин). Частичное расширение газов, образовавшихся при сгорании, происходит в турбине, вращающей компрессор, а окончательное – в реактивном сопле. Между турбиной и реактивным двигателем может быть установлена форсажная камера, предназначенная для дополнительного сгорания топлива.
Сейчас турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолетов, а также некоторые вертолеты.
В турбовинтовом двигателе основная тяга создается воздушным винтом, а дополнительная (около 10 %) – струей газов, вытекающих из реактивного сопла. Принцип действия турбовинтового двигателя схож с турбореактивным, с той разницей, что турбина вращает не только компрессор, но и воздушный винт. Эти двигатели применяются в дозвуковых самолетах и вертолетах, а также для движения быстроходных судов и автомобилей.
Наиболее ранние реактивные твердотопливные двигатели использовались в боевых ракетах. Их широкое применение началось в XIX в., когда во многих армиях появились ракетные части. В конце XIX в. были созданы первые бездымные порохи, с более устойчивым горением и большей работоспособностью.
В 1920–1930?е годы велись работы по созданию реактивного оружия. Это привело к появлению реактивных минометов – «катюш» в Советском Союзе, шестиствольных реактивных минометов в Германии.
Получение новых видов пороха позволило применять реактивные твердотопливные двигатели в боевых ракетах, включая баллистические. Кроме этого они применяются в авиации и космонавтике как двигатели первых ступеней ракет?носителей, стартовые двигатели для самолетов с прямоточными воздушно?реактивными двигателями и тормозные двигатели космических аппаратов.
Реактивный твердотопливный двигатель состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором находится весь запас топлива и реактивного сопла. Корпус выполняется из стали или стеклопластика. Сопло – из графита, тугоплавких сплавов, графита.
Зажигание топлива производится воспламенительным устройством.
Регулирование тяги производится изменением поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла, а также впрыскиванием в камеру сгорания жидкости.
Направление тяги может меняться газовыми рулями, отклоняющейся насадкой (дефлектором), вспомогательными управляющими двигателями и т. п.
Реактивные твердотопливные двигатели очень надежны, могут долго храниться, а следовательно, постоянно готовы к запуску.
Оцените определение:
Источник: 100 знаменитых изобретений
interpretive.ru
скачать работу
