Устройство и принцип работы реактивного двигателя

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).

Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, а также сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы.

История

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.

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.

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 по принципу 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.

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.

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 и на самолеты ИЛ-28, 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.

События, связанные с этим

Объем реализации продукции ОДК вырос за год на 15-17%

Разобравшись с реактивной силой, можно понять принцип работы реактивного двигателя. Рассмотрим классический вариант — жидкостный реактивный двигатель, или ЖРД, не претерпевший принципиальных изменений со времени его разработки Циолковским. Для создания толкающей струи или, как принято говорить, рабочего тела, в них применяют смесь топлива с окислителем.

Принцип действия реактивной силы

Если вам доводилось стрелять из огнестрельного оружия, или хотя бы наблюдать процесс со стороны, вы уже сталкивались с реактивной силой. Именно струя раскаленных газов, образовавшихся при сгорании пороха, отталкивает ствол назад. Чем больше количество заряда, тем круче отдача. А теперь представьте, что процесс воспламенения смеси постепенен и непрерывен. Получаем ракету с твердотопливным РД. Это самый простой вид двигателя, хорошо знакомый ракетомоделистам.

Твердотопливные двигатели относительно простые в конструкции, имеют нетоксичное топливо, надежные и пожаробезопасные, могут долго храниться, представляя собой стратегический арсенал. Однако удельный импульс у них небольшой, ими трудно управлять (включая не только направление тяги, но и запуск, а также остановку двигателя), а потому для космических полетов более предпочтительны ракетные двигатели на куда более эффективном жидком топливе.

Часть механической мощности отбирается от вала 6 для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т.п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.

Воздушно-реактивные двигатели используют в качестве горючего керосин, находящийся в топливных баках ЛА , а в качестве окислителя – кислород воздуха. Наибольшее распространение в авиации получил турбореактивный двигатель ( ТРД ), являющийся базой для создания целого семейства двигателей, объединяемых под общим названием газотурбинных двигателей ( ГТД ).

ТРД – газотурбинный двигатель, тяга которого создается за счет превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется как движущая сила:

, где

— сила тяги двигателя, H;

— секундный расход воздуха и горючего (керосина) через двигатель, кг/с;

— скорость истечения газов из сопла, м/с;

— скорость полета, м/с;

— площадь среза сопла, м 2 ;

— давление на срезе сопла, Па;

— давление окружающей среды, Па.

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве 1, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором 2 повышается.

Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания , образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25–35% от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распыленном состоянии через форсунки 5.

Часть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом 6 с ротором турбины.

Часть механической мощности отбирается от вала 6 для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т.п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.

Основная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД (реактивное сопло 10), т.е. на создание реактивной тяги.

Стартовая закрутка вала 5 осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора компрессора) поддерживается вращением ротора турбины.

При запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

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.

Типы реактивных двигателей

Существует несколько основных типом реактивных двигателей.

Классический реактивный двигатель самолета F-15

Классический реактивный двигатель – принципиальное устройство которого мы описыали выше. Используется в основном на истребителях в различных модификациях.

Двухлопастной турбовинтовой двигатель

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.

Турбовентиляторный реактивный двигатель.

Турбовентиляторный реактивный двигатель.

Этот тип двигателя является более экономичным родственником классического типа. главное отличие в том, что на входе ставится вентилятор большего диаметра, который подает воздух не только в турбину, но и создает достаточно мощный поток вне её. Таким образом достигается повышенная экономичность, за счет улучшения КПД.

Используется на лайнерах и больших самолетах.

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:

Программа курса

Курс состоит из 6 основных модулей, на протяжении которых мы с вами поговорим о том, как зарождалась концепция летательного аппарата, обсудим первые авиационные моторы, рассмотрим реактивные и газотурбинные двигатели, узнаем, как они изготавливаются, и поразмышляем, какие перспективы ожидают двигателестроение.

Программа курса

1 Зарождение и развитие концепции летательного аппарата
2 Первые авиационные моторы
3 Классификация реактивных двигателей. Ракетные двигатели
4 Газотурбинные двигатели
5 Как изготавливаются и производятся реактивные двигатели
6 Проблемы и перспективы развития двигателестроения

Результаты обучения

Если вы будете активно участвовать в работе курса, то после его завершения вы сможете:
— объяснять принципы работы двигателя в целом и принципы работы их составных элементов;
— представлять сложные технические объекты в виде сочетания блоков-модулей, связанных между собой потоками вещества, энергии и сигналов;
— формировать из набора модулей конструктивные схемы двигателей различного назначения;
— оценивать степень технического и технологического совершенства двигателей.

Направления подготовки

24.03.05 Двигатели летательных аппаратов

Общая трудоёмкость: 1 зачётная единица

где m=3 для трехфазного исполнения статора, ω1- угловая скорость ротора, Xq -индуктивное сопротивление по оси q ротора, Xd — индуктивное сопротивление по оси d ротора, θ-угол между полем ротора и полем статора, характеризующий степень растянутости «магнитной пружины».

Введение

Синхронный Реактивный Электродвигатель – синхронная машина, вращающий момент которой обусловлен неравенством магнитных проводимостей по поперечной и продольной осям ротора, не имеющего обмоток возбуждения или постоянных магнитов – такое определение дает ГОСТ 27471-87.

Принцип работы синхронного реактивного двигателя

В рассмотренном исполнении ротора разницы между магнитными сопротивлениями осей добиваются за счет увеличения воздушного зазора по оси q. Амплитуда момента прямо пропорциональна разнице между продольной L_d и поперечной L_q индуктивностями. Следовательно, чем больше разница, тем больше создаваемый момент. Математически это можно выразить с некоторыми допущениями, рассмотрев формулу электромагнитного момента для синхронной явнополюсной машины без возбуждения на роторе:

М_р = [mU 2 /(2ω₁ )] (1/Х_q — 1/Х_d ) sin 2θ,

где m=3 для трехфазного исполнения статора, ω1- угловая скорость ротора, Xq -индуктивное сопротивление по оси q ротора, Xd — индуктивное сопротивление по оси d ротора, θ-угол между полем ротора и полем статора, характеризующий степень растянутости «магнитной пружины».

Наибольший интерес у разработчиков систем электропривода вызвала конструкция СРД. Статор реактивного двигателя бывает с распределенной и сосредоточенной обмоткой. То есть, статор двигателя идентичен статору широко используемого асинхронного двигателя.

Особенно интересен ротор, который представляет собой вал с болванкой из шихтованной стали. На роторе отсутствуют обмотки, а также постоянные магниты.
Выделяют три основных типа ротора реактивного двигателя: ротор с явно выраженными полюсами, аксиально-расслоенный ротор и поперечно-расслоенный ротор.

а) Ротор с явно выраженными полюсами

б) Аксиально-расслоенный ротор

в) Поперечно-расслоенный ротор

Отличительная особенность синхронных реактивных двигате­лей (СРД) — отсутствие в них возбуждения со стороны ротора. Основной магнитный поток в этом двигателе создается исключительно за счет вращающейся МДС обмотки статора.

Так как, СРД – синхронная машина, то его механическая характеристика в разомкнутой системе будет абсолютно жесткой.

Достоинства и недостатки синхронного реактивного двигателя:

Преимущества СРД:

1. Простота и надежность ротора, состоящего из тонколистовой электротехнической стали, без магнитов и короткозамкнутой обмотки;

2. Низкий нагрев. Так как в роторе нет обмоток, поэтому через него не протекает активный ток с выделением тепла. Это положительно сказывается на сроке жизни подшипников, а также на коэффициенте полезного действия системы. Так как снижаются потери на нагрев, то номинальный ток двигателя может быть завышен, что позволяет получить (при аналогичной мощности) более высокий момент (на 20-40%), чем у асинхронного двигателя.

3. Отсутствие магнитов. Из-за этого снижается конечная цена двигателя, так как при производстве не используются редкоземельные элементы.

4. Низкий момент инерции ротора. Так как ротор представляет собой болванку без магнитов и обмоток, которые увеличивают этот показатель в асинхронных двигателях и двигателях с постоянными магнитами. Соответственно, уменьшается типоразмер двигателей. Из чего вытекает следующее преимущество.

5. Меньшие габариты при той же мощности в сравнении с АД.

7. Абсолютно жесткая механическая характеристика в разомкнутой системе. Это говорит о том, что двигатель способен поддерживать скорость на заданном уровне с большой точностью, до тех пор, пока момент не превысит максимальное значение.

Недостатки СРД:

1. Пуск и работа СРД возможны только от преобразователя частоты. Бездатчиковая система управления отслеживания положения ротора является необходимым условием работы синхронного реактивного двигателя. Преобразователь в каждый момент времени отслеживает потребляемый ток двигателя, так как при повороте вала изменяется магнитное сопротивление в зазоре, и формирует магнитное поле в соответствии с этим изменением, добиваясь высокой производительности.

2. Низкий коэффициент мощности при работе с ослаблением поля. СРД демонстрируют лучшие энергетические показатели при работе в зоне насыщения. При выходе на повышенную скорость, необходимо уменьшить ток намагничивания машины id, в результате чего, заметно упадет момент двигателя, а коэффициент мощности резко снизится в следствие потребления большего реактивного тока. Поэтому для применений в которых осуществляется работа на повышенных скоростях такие двигатели лучше не использовать.

Заключение:

ΔV_з = 3561 м/с, ΔV_мар = 2133 м/с,
ΔV_хар1 = 5979 м/с, ΔV_хар2 = 4379 м/с.

1. Силовые установки

Рис. 1. Схема отсеков атомной подводной лодки проекта 949А «Антей»

2. Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

Рис. 2. Модель американского двигателя «Nerva»

2.1. Устройство и принцип действия ЯРД.

Реакция дейтерий + тритий (топливо D-T)

2 H + 3 H = 4 He + n + 17.6 МэВ

Реакция дейтерий + гелий-3

2 H + 3 He = 4 He + p + 18.3 МэВ

Условия её достижения значительно сложнее. Гелий-3, кроме того, редкий и чрезвычайно дорогой изотоп. В промышленных масштабах на настоящее время не производится. Кроме того, что энергетический выход этой реакции выше, чем у D-T-реакции, она имеет следующие дополнительные преимущества:

• Сниженный нейтронный поток (реакцию можно отнести к «безнейтронным»),
• Меньшая масса радиационной защиты,
• Меньшая масса магнитных катушек реактора.

При реакции D- 3 He в форме нейтронов выделяется всего около 5% мощности (против 80% для D-T). Около 20% выделяется в форме рентгеновского излучения. Вся остальная энергия может быть непосредственно использована для создания реактивной тяги. Таким образом, реакция D- 3 He намного более перспективна для применения в реакторе ТЯРД.

Другие виды реакций

Реакции между ядрами дейтерия (D-D, монотопливо):

2 H + 2 H → 3 He + n + 3.3 МэВ,

2 H + 2 H →> 3 H + p + 4 МэВ.

Нейтронный выход в данном случае весьма значителен.
Возможны и некоторые другие типы реакций:

p + 6 Li → 4 He (1.7 MeV) + 3 He (2.3 MэВ)

3 He + 6 Li → 2 4 He + p + 16.9 MэВ

p + 11 B → 3 4 He + 8.7 MэВ

Рис.3 Строение жидкофазного ядерного двигателя

2.2 Ядерный импульсный двигатель

2.3 Другие разработки

Рис. 4. Прототип двигателя в рамках проекта Pluto

Рис. 5. Двигатель РД-0410

Технические характеристики РД 0410 [9]:

3. Проблема межпланетных полетов

3.1 Использование гравитационного маневра при полете к Марсу

Рассмотрим изменение характеристической скорости при полёте с околоземной круговой (опорной) орбиты к Марсу с использованием гравитационного манёвра у Луны [7].

Рис. 6. Эллиптическая орбита Гомана

Для перехода с круговой орбиты Земли вокруг Солнца на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (орбиту Гомана) необходима дополнительная характеристическая скорость (рис. 6) [8]:

Рис. 7. 1 – Орбита Земли вокруг Солнца, 2 – Эллиптическая орбита Гомана

Здесь V 1 – скорость отлёта из неподвижной относительно Земли точки, расположенной на круговой околоземной орбите. Учитывая, что мы уже движемся по этой орбите с круговой скоростью, для окончательной скорости отлёта к Марсу требуется скорость

Аналогично для перехода с эллиптической орбиты на орбиту вокруг Марса имеем

где

Здесь – первая (круговая) скорость относительно Марса, – первая (круговая) скорость на орбите Земли (рис. 6), – первая (круговая) скорость на орбите Марса (рис. 6), – первая (круговая) скорость относительно Земли, μ = GM – произведение массы тела M на гравитационную постоянную G . Значения параметра μ для Солнца, Земли и Марса
μ_с = 1.327·10 20 м 3 /с 2 , μ_з = 3.99·10 14 м 3 /с 2 , μ_мар = 4.228·10 13 м 3 /с 2

С учётом дополнительных затрат на управление и ориентацию (добавляем 5%) получим полную характеристическую скорость:

Если использовать гравитационный манёвр, то характеристическая скорость уменьшится

Соответственно выигрыш в скорости составит

Проведём расчёт характеристической скорости с учетом следующих значений радиусов орбит движения Земли и Марса вокруг Солнца:

R₁ = 1.5·10 11 м, R₂ = 2.28·10 11 м,

а также примем значения радиусов околоземной орбиты и орбиты около Марса

R₀₁ = 6.8·10 6 м, R₀₂ = 3.4·10 6 м

Максимальная скорость, которую мы можем получить при использовании гравитационного маневра у Луны, равняется:

ΔV_з = 3561 м/с, ΔV_мар = 2133 м/с,
ΔV_хар1 = 5979 м/с, ΔV_хар2 = 4379 м/с.

Выигрыш в скорости при использовании гравитационного маневра

При дальнейших расчетах будем использовать значение скорости ΔV_хар2 так как это позволяет нам сэкономить топливо.

3.2 Время полета к Марсу по орбите Гомана

Также необходимо рассчитать время полета к Марсу по выбранной нами траектории. Для этого используем формулы [8]:

Тогда время полета составит: Т ≈ 260 суток.

3.3 Сравнение затрат топлива жидкостного (Ж) и твердофазного ядерного (ТЯ) ракетного двигателя при полете к Марсу

Для нахождения массы топлива используем формулу К. Э. Циолковского [3]:

где M_т − масса топлива, M_к − конечная масса ракеты (без топлива), V_к − конечная скорость полета, V₀ − начальная скорость, W − скорость истечения газов из двигателя.
Обозначим:

Здесь: k ТО – весовой коэффициент топливного отсека, k су – весовой коэффициент системы управления, k ду – весовой коэффициент двигательной установки, n – коэффициент перегрузки, g 0 – ускорение силы тяжести, M пг – масса полезного груза. Также можно рассчитать какой процент топлива мы сэкономим при использовании ТЯРД по формуле:

Произведем расчеты при следующих параметрах для ЖРД и ЯРД:

ЖРД: W = 4599 м/с, k_ду = 0.001, k_су = 0.01, k_ТО = 0.1
ЯРД: W = 9000 м/с, k_ду = 0.01, k_су = 0.01, k_ТО = 0.1
n = 1, g = 9.81 мс -2 , M_пг = 128000 кг

Тогда имеем: D_ж = 1.65, D_я = 0.63, M_ж = 269903 кг, M_я = 105994 кг

Соответствующая экономия топлива составит ΔM = 69.7%.
Таким образом, использование гравитационного маневра у Луны дает значительный выигрыш в скорости, также следует отметить преимущество использования ТЯРД перед ЖРД.

Заключение

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Новая физическая идея — использование детонационного горения вместо обычного, дефлаграционного — позволяет радикально улучшить характеристики реактивного двигателя.

Нужны новые идеи, новые физические принципы. Ниже речь пойдет именно о такой идее и о ее воплощении в демонстрационном образце ракетного двигателя нового типа.

Дефлаграция и детонация

1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2 (выше мощности излучения с поверхности Солнца!). Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в

20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения. Возникают вопросы: нельзя ли в ракетном двигателе вместо дефлаграции использовать детонацию и приведет ли замена режима горения к повышению энергоэффективности двигателя?

Приведем простой пример, который иллюстрирует преимущества детонационного горения в ракетном двигателе над дефлаграционным. Рассмотрим три одинаковых камеры сгорания (КС) в виде трубы с одним закрытым и другим открытым концом, которые заполнены одинаковой горючей смесью при одинаковых условиях и поставлены закрытым концом вертикально на тягоизмерительные весы (рис. 1). Энергию зажигания будем считать пренебрежимо малой по сравнению с химической энергией горючего в трубе.

Рис. 1. Энергоэффективность детонационного двигателя

Мощность тепловыделения в детонационном фронте на 3-4 порядка выше, чем во фронте обычного дефлаграционного горения и может превышать мощность излучения с поверхности Солнца. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения

Демонстрационный образец ДРД, установленный на испытательном стенде

Фото: Сергей Фролов

Импульсный и непрерывный режимы

Заданный удельный импульс в детонационном ракетном двигателе достигается при значительно меньшем давлении, чем в традиционном жидкостном ракетном двигателе. Это позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей

Рис. 2. Схема детонационного ракетного двигателя

Рис. 3. Квазистационарные расчетные поля давления (а, б) и температуры (в) в условиях трех экспериментов (слева направо). Как и в экспериментах, в расчетах получены режимы с четырьмя, тремя и одной детонационными волнами

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Один из результатов проекта — разработанное техническое задание на проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию опытного образца ДРД. Основная проблема, которую планируется решить в рамках ОКР,— обеспечить непрерывную работу ДРД в течение длительного времени (десятки минут). Для этого потребуется разработать эффективную систему охлаждения стенок двигателя.

Ввиду своего прорывного характера задача создания практического ДРД, несомненно, должна стать одной из приоритетных задач отечественного космического двигателестроения.

Сергей Фролов, доктор физико-математических наук, Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН, профессор НИЯУ-МИФИ

Газ вместо керосина

Кадр видеосъемки огневых испытаний ДРД

Фото: Сергей Фролов

PDF-версия

• 26
• 27
• 28
• 29

Отработанный газовый вихрь через сопла набирает реактивную скорость и покидает полость аппарата. Для предотвращения перегрева и расплавки на сопла подводится охлаждающий воздух от турбокомпрессора по специальным каналам в корпусе двигателя.

Устройство реактивного двигателя

С первого взгляда кажется устройство конструкции реактивной установки достаточно простым, однако характеристики использования топлива и его сгорания требуют применения высокопрочных материалов.

На рисунке 4 изображено устройство реактивного двигателя.

Рисунок 4 — Устройство реактивного двигателя

Из рисунка 4 видно, что на входе в аппарат установлен вентилятор всасывающий воздух в двигатель. Вентилятор состоит из мощных и объемных по размеру лопастей, которые, как правило, изготавливаются из титана. Далее вслед за вентилятором установлен многоступенчатый турбокомпрессор для подачи воздуха непосредственно в камеру, где происходит сгорание рабочего тела.

После воспламенения и сгорания поток реактивных газов направляется на рабочие лопатки турбоагрегата, чем и приводят его во вращение. На валу турбины горячей ступени имеется жесткая связь с компрессором, который вращается от работы турбины.

Отработанный газовый вихрь через сопла набирает реактивную скорость и покидает полость аппарата. Для предотвращения перегрева и расплавки на сопла подводится охлаждающий воздух от турбокомпрессора по специальным каналам в корпусе двигателя.

** В связи с нестабильным курсом доллара цену на товар необходимо уточнять.

• Индивидуальный подход
• Доставка по РФ и СНГ Рассчитать доставку
• Гарантия от производителя
• Пуско-наладка при необходимости

** В связи с нестабильным курсом доллара цену на товар необходимо уточнять.