Mio-tech-service.ru

Автомобильный журнал
3 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое прямоточный реактивный двигатель

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.

Бронебойные снаряды с прямоточным воздушно- реактивным двигателем

Введение

В настоящее время в качестве бронебойных боеприпасов широкое применение получили бронебойные оперенные подкалиберные снаряды (БОПС), обладающие высокой проникающей способностью.

Это достигается за счет высокой начальной скорости боеприпаса (1650 – 1840 м/с) и малого поперечного сечения (d = 20-30 мм). Для компенсации силы сопротивления воздуха применяют придание боеприпасу реактивной тяги.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), прост по конструкции, имеет высокий коэффициент полезного действия при больших числах Маха компактен, поскольку не требует наличие окислителя в составе топлива, так как использует кислород окружающей среды [1].

Принцип работы ПВРД

Воздух со скоростью полёта поступает во входное устройство двигателя затормаживается до 0,1-0,2 Маха, при этом кинетическая энергия воздуха преобразуется во внутреннею энергию повышается его давление и температура. Воздух можно считать идеальным газом, поэтому отношение его статического давления к атмосферному определяется соотношением:

(1)

где p – давление в полностью заторможенном потоке; po – атмосферное давление; Mn – число Маха; k– Показатель адиабаты равный 1,4.

Сжатый воздух попадая из входного устройства в камеру сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива. Образующаяся из смеси воздуха с продуктами горения газовая смесь – рабочее тело в сопле достигает звуковой скорости, а на его выходе расширяясь до сверхзвуковой.

Рабочее тело вытекает со скоростью большей скорости встречного потока воздуха что и создаёт реактивную тягу.

Когда скорость полёта значительно меньше скорости реактивной струи, тяга растёт. С приближением скорости полёта к скорости реактивной струи тяга падает, проходя некий максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта. Схемы работы прямоточного реактивного двигателя на жидком и твёрдом топливе приведены соответственно на рисунках 1,2:

Сила тяги ПВРД определяется из соотношения:

(2)

где: P– сила тяги; v– скорость полёта; ve – скорость реактивной струи относительно двигателя; dmf/dt – секундный расход топлива.

Секундный расход воздуха определяется по формуле:

(3)

где – плотность воздуха (зависит от высоты); dV/dt– объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД в единицу времени; S – площадь сечения входа воздухозаборника; v – скорость полёта.

Чтобы определить секундный расход рабочего тела для идеального случая, когда горючее полностью сгорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения, воспользуемся формулой:

(4)

где: L – стехиометрический коэффициент горючего и воздуха.

С развитием технологии смесевого твёрдого топлива оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело проходя по камере сгорания окисляет топливо с его поверхности и нагревается само.

Использование твёрдого топлива ещё больше упрощает конструкцию ПВРД поскольку становиться не нужной камера сгорания.

Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия теплота сгорания, которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих.

Примером твердотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной ракеты П-270 Москит.

В зависимости от скорости полёта ПВРД разделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.

В сверхзвуковом диапазоне ПВРД значительно более эффективен чем в дозвуковом. Например, при скорости М=3 степень повышения давления у ПВРД составляет 37, что сравнимо с самыми высоконапорными компрессорами турбореактивных двигателей.

Конструкция БОПС с ПВРД

Одним из главных параметров, который позволяет оценить конструкцию снаряда — это низкая сила сопротивления воздуха. Рассмотрим один из известных бронебойных оперенных подкалиберных снарядов БМ-9 с твёрдотопливным двигателем.

Конструкция БМ-9 и результаты её аэродинамических исследований в программе Solidworks, полученные в работе [2], приведены на следующих рисунках 3,4,5. Конечна скорость БМ-9 составляет 1500 м/с в момент прибытия на расстоянии 2120 м.

Рисунок 3. – Бронебойный подкалиберный снаряд БМ-9

Рисунок 4 –Распределение давления воздушного потока, создаваемое при полёте БМ-9.

Рисунок 5 –Распределение скоростей воздушного потока, создаваемое при полёте БМ-9

Расчет силы сопротивления воздуха при движении БОПС

Для построения закона силы сопротивления воздуха, требуется обработать экспериментальные данные полученные в работе [2] (см. таблицу) для формы снаряда (рис.3) и выразить зависимость между скоростью и силой сопротивления воздуха.

Привожу листинг программы на Python, который демонстрирует возможности решения задачи получения функции Rc(V) в удобном для дальнейшего использования виде:

Данный график нам показывает, что если при вылете из ствола скорость снаряда в идеальном случае, достигает 1800 м/с, то этой скорости соответствует значение силы сопротивления воздуха 1102 Н.

При снижении скорости на траектории сила сопротивления падает по закону, который изображён на графике. Далее при скорости примерно 1200 м/с сила сопротивления начинает расти. Такое явление связано с геометрией конфузора на входе воздухозаборника ПВРД.

На реактивных самолётах для борьбы с указанным явлением применяют регулируемый конус воздухозаборника. Для рассматриваемого снаряда это невозможно из-за более высоких скоростей полёта в пределах (1300. 1800) м/c. Поэтому диапазон экспериментальных данных нужно ограничить для получения рабочего графика:

Читать еще:  Chevrolet epica технические характеристики двигателя

Функцию Rc(v) для любого набора экспериментальных можно получить из следующего короткого листинга:

Расчет внешней баллистики БОПС

Поскольку выстрел с прицеливание производится из определённого ствола нас будет интересовать дальность с учётом силы тяги.

Определение силы тяги

Пользуясь всеми формулами (2)÷(4) можно определить силу тяги. Для начала определим секундный расход воздуха:

где =1.205 кг/м3 (Плотность воздуха из уравнения Клапейрона при T=0℃); V=1800 м /с − скорость движения снаряда (по условию).

Секундный расход горючего, которое будет соответствовать секундному расходу воздуха:

где L = 14,7; что соответствует реактивному топливу «РТ» (таблица)

Таблица − Стехиометрический состав горючей смеси, выраженный как отношение окислителя к горючему.

По данным [2] скорость реактивной струи для приведенных параметров равна V=1840 м/с. Определяем силу тяги из соотношения (2):

Система уравнений внешней баллистики

Рассмотрим схему сил действующих на центр масс неуправляемого в полёте снаряда:

Система уравнений проймёт вид:

(5)

Численные значения параметров:

(6)

(7)

Систему дифференциальных уравнений (5) с учётом (6) и (7) будем решать средствами Python, переопределив переменные как y1,y2,y3,y4:

Баллистические характеристики приведены на графиках, отрицательные области сохранены для наглядности перехода через ноль.

Выводы

Рассмотрены особенности бронебойных снарядов с прямоточным воздушно- реактивным двигателем, основные расчёты выполнены с применение средств высокоуровневого языка программирования Python.

1. Артёмов О.А. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (расчет характеристик): Монография. — М: Компания Спутник+, 2006. — 374 с.
2. Гаврилов К.С. Проектирование бронебойного подкалиберного снаряда с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Авиация Воздушно-реактивный двигатель — Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Принцип действия и устройство ПВРД

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель является самым простым в классе ВРД по устройству. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха.

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:

  • Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается, его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является изоэнтропийным, степень повышения давления выражается уравнением: где — давление в полностью заторможенном потоке; — атмосферное давление; — полётное число Маха, — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4. На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

  • Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.
  • Затем сначала сужаясь в сопле достигает звуковой скорости, а потом расширяясь — сверхзвуковой, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.

С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

  • Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую мощность двигателя.
  • Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой. Однако расход воздуха через тракт двигателя не может расти неограниченно. Площадь каждого сечения двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимого расхода воздуха.
  • С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой, возрастает степень повышения давления в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического коэффициента полезного действия двигателя, который для идеального ПВРД выражается формулой:

  • В соответствии с формулой, чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя.

В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта, а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.

В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвукрвые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.

Дозвуковые ПВРД

Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.

Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M где — температура невозмущённого потока.

Читать еще:  Что означает реактивный двигатель

При М=5 и Тo=273°K температура заторможенного рабочего тела достигает 1638°К, при М=6 — 2238°К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковым ПВРД называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М,.

На начало XXI в. этот тип двигателя является гипотетическим: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.

Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом большая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.

Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.

Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.

Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.

Область применения ПВРД

ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем, с которого запускается аппарат с ПВРД.

lozga

Исток проблемы

Удельный импульс — это количество секунд, на которое хватит одного килограмма топлива для создания двигателем тяги в 1 Ньютон. Удельный импульс измеряется в секундах или метрах в секунду.

Посмотрим диаграмму значений удельного импульса для разных типов двигателей и разных скоростей полёта:

На дозвуковых скоростях энергию топлива лучше направить в работу турбин или винтов, чем сжигать для создания реактивной тяги. Поэтому сейчас на гражданских самолётах стоят турбореактивные двигатели с высокой степенью двухконтурности и винтовентиляторные двигатели. Максимальное значение удельного импульса делает такие двигатели экономичными, но на них принципиально не получится разогнаться до больших скоростей.
В более широком диапазоне работают турбореактивные двигатели. На них можно стартовать с аэродрома и разогнаться до 2-3 М. Но за это придётся заплатить уменьшением удельного импульса, поэтому такие двигатели сейчас ставятся в основном на военные аппараты, которым не так важна топливная экономичность.
ПВРД — это прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД очень просто устроен и позволяет летать на сверхзвуковых скоростях. Одна беда — нуждается в разгонной ступени или носителе, потому что не работает при дозвуковых скоростях. ПВРД из-за своей простоты широко используется в боевых ракетах.
ГПВРД — это гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ГПВРД отличается от ПВРД тем, что в камеру сгорания воздух попадает со сверхзвуковой скоростью. Он просто устроен на картинке, но за этой простотой стоят очень сложные расчёты. ГПВРД испытываются в разных странах последние лет двадцать, но серийных аппаратов с ними пока не делали.
Ну и, наконец, ракетные двигатели на этой диаграмме показывают свою независимость от атмосферы и скорости движения.

Искушение универсальностью

А можно ли сделать универсальный аппарат, который бы смог летать в диапазоне 0-10 М? Самым близким к такому диапазону был SR-71 Blackbird, и он очень наглядно показывает сложность задачи. Для диапазона «всего лишь» 0-3,2 М понадобилось делать гибрид турбореактивного и прямоточного двигателей и создавать новое топливо. Посмотрите схему работы двигателя или видео:

Наш несовершенный мир устроен так, что универсальное устройство будет дороже, сложнее, менее надежным или функционально хуже специализированных, если совмещаемые в устройстве функции не будут родственными. Легко добавить будильник в мобильный телефон — там уже есть часы, экран, клавиатура, батарея и динамик. Но создать гибрид самолёта и автомобиля, или двигатель, способный работать на стоянке, сверхзвуке и гиперзвуке гораздо сложнее.

Постановка задачи

Каких показателей мы хотим добиться, и что будет нас ограничивать?

  • Полезная нагрузка предполагается в районе 10 тонн. Почему такая цифра? Этого хватит для того, чтобы вывести тяжелый спутник на околоземную орбиту или отправить стандартный спутник на геопереходную орбиту. Слишком маленькая полезная нагрузка очень облегчит нам задачу, но в этом случае возникнет вопрос осмысленности всей системы. Слишком большая полезная нагрузка потребует циклопических и космически дорогих конструкций.
  • Технические решения выбираются с максимальным уровнем технической готовности, в идеале, имеющие историю серийного производства. Во-первых, это гарантирует принципиальную реализуемость решения. Во-вторых, освоенные технологии должны быть дешевле.
  • При выборе технических решений также будем избегать гигантизма. Конструкции планетарного масштаба, самолёты-носители с десятками двигателей — всё это может красиво выглядеть, но нереализуемо в ближайшие десятилетия.
Читать еще:  Громко работает двигатель rav4

При создании нашего концепта будем двигаться «сверху вниз», это должно облегчить процесс принятия решений.

Верхняя ступень

30 км, т.е. 1500 м/с. Примерный расчёт даёт начальную массу в районе 60-80 тонн в зависимости от массы пустой верхней ступени.

Вторая ступень

Вторая ступень выполняет функцию разгона полезной нагрузки в атмосфере. Для этого ей пригодятся небольшие крылья — они будут создавать подъёмную силу. Но какой двигатель поставить на этот аппарат? Вариант с ракетным двигателем отметаем — он не использует кислород из атмосферы и поэтому имеет слишком низкий удельный импульс. ТРД теряет эффективность после 2 М. Остаётся один вариант — ПВРД. Кроме того, что он способен работать до скоростей в районе 5 М, его простота означает сравнительно небольшую массу, что крайне положительно скажется на характеристиках нашего аппарата.
Массу аппарата на уровне концепта определить можно только очень приблизительно, потому что нет прямых образцов для сравнения. Навскидку, если сравнивать с массовым совершенством грузовых самолётов, то начальная масса двух ступеней и полезной нагрузки попадёт в диапазон 250-350 тонн. Аппарат будет, очевидно, многоразовым.

Первая ступень

Двигатель второй ступени не может работать на дозвуковых скоростях. Поэтому нужно добавить ещё одну ступень, которая разгонит наш аппарат от нуля до 1,2-1,5 М. Каким образом мы можем это сделать? Идея самолёта-носителя отметается сразу — грузовые самолёты дозвуковые, и 300 тонн не может поднять никакой серийный грузовой самолёт. Теоретически можно поставить твердотопливные ускорители размером поменьше тех, которые были на Спейс Шаттле. Но можно возродить систему, которую предполагали использовать первые теоретики ракетного движения и фантасты — старт с рампы. Построив практически обычные рельсы, можно просто и дёшево разгонять вторую ступень на ракетных санях. Можно предположить следующие плюсы:

  • Крепление ускорителей к саням должно снизить прочностные требования к второй ступени.
  • После запуска ускорители вместе с санями тормозятся и могут без проблем использоваться повторно (что сложнее обеспечить для сбрасываемых в воздухе ускорителей).
  • Небольшое и переносимое людьми ускорение в 4 g потребует всего 3 км для достижения скорости 1,2 М и 3,2 км — для 1,5 М.
  • Горизонтальный разгон не требует преодолевать притяжение земли, стартовые ускорители становятся меньше.
  • Не нужно строить дорогие и циклопические конструкции.

Самым известным полигоном, использующим ракетные сани, является полигон на базе Холломан, где длина рельсов уже перевалила за 15 км, а максимальная достигнутая скорость — 8,5 М:


Четырёхступенчатые ракетные сани, достигшие скорости 8,5 М в 2003 году

Аналоги

Человечество отличается хитростью и изобретательностью, поэтому стоит поискать уже придуманные подобные схемы. В 2010 году NASA проводило исследования этой же идеи на более продвинутых технологиях. Вместо ракетных саней предлагалось использовать электромагнитную или газовую катапульту, а вместо ПВРД поставить ГПВРД, которые бы смогли разогнать вторую ступень до вдвое большей скорости — 10 М. Была даже сооружена модель системы:

Команда разработчиков предложила десятилетний план осуществления проекта. Жаль, новостей позже 2010 года найти не удалось. Вряд ли проект активно разрабатывается.

Также, родственными будут концепции:
StarTram, предполагающий разгон полезной нагрузки на маглеве до скоростей в районе первой космической.
Maglifter, идея 1994 года, также предлагающая использовать маглев для замены обычной первой ступени ракеты-носителя.

Заключение

Предложенная схема может иметь следующие достоинства:

  • Высокий уровень технической готовности компонентов, технологии освоены и недороги.
  • Простота обеспечения многоразовости первой и второй ступеней.
  • Удельный импульс второй ступени выше, чем у ракетных ступеней.
  • Реализация новых технологий может повысить общую эффективность системы. Например, если удастся создать гибрид ПВРД/ГПВРД, то скорость отделения третьей ступени и зону повышенного удельного импульса можно серьезно увеличить.
  • Стартовое сооружение универсально — по одним и тем же рельсам можно запускать стандартные и облегченные ступени.

Идей облегчения доступа в космос много, кто знает, может быть, в будущем космолёты будут стартовать с рамп, как это придумывали век назад?


Фильм «Космический рейс», 1935 г. Если не смотрели — рекомендую, как-никак К.Э. Циолковский — научный консультант

По тегу «Облегчение доступа в космос» другие публикации этой тематики — грустная история экономической неудачи Спейс Шаттла, идеи воздушного старта, «одной ступенью на орбиту», «большого глупого носителя».

AS

Цена: 1026 рублей

На банке глушителя выштампован фирменный логотип бренда. Глушитель реактивного типа, трехкамерный, то есть наиболее простой по конструкции. По внешнему виду есть замечания к образовавшимся гармошкам в месте сгиба труб. Также есть замечания к небольшим брызгам сварки.

Тактико-технические характеристики ЗРК 2К11М1 Круг-М1

— Главный конструктор: В. П. Ефремов, Л. В. Люльев, Г. С. Ефимов
— Начало серийного производства, год: 1974

Дальность поражения ЗРК 2К11М1 Круг-М1

— Дальность стрельбы системы: 50 км максимальная, 7 км минимальная
— Высота поражаемых целей: 24,5 км максимальная, 150 м минимальная
— Максимальная скорость поражаемых целей, м/с: 800. 1000
— Время реакции ЗРК, сек.: до 60
— Вероятность поражения одной ЗУР: до 0,7

Экипаж ЗРК 2К11М1 Круг-М1

— а) СНР 1С32 — 4 чел.,
— 6) СПУ 2П24 — 3 чел.

Двигатель ЗРК 2К11М1 Круг-М1

— ГМ-123, ГМ-124-В-59, 12-цилиндровый, дизельный с турбонаддувом, мощностью 520 л. с.

— Время развертывания (свертывания) ЗРК: 5(5) мин
— Максимальная скорость движения, км/ч: 60
— Запас хода, км: до 350

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector